Управляемая инерциальная навигационная мультисистема Текст научной статьи по специальности «Электротехника, электронная техника, информационные технологии»

УДК 629.7.054.07

УПРАВЛЯЕМАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ МУЛЬТИСИСТЕМА

В.П. Напольский, С.В. Слесаренок, И.П. Шепеть, А.В. Захарин, В.И. Рубинов

Анализ состояния и перспектив развития инерциальных датчиков позволяет сделать вывод о том, что их развитие в настоящее время находится на таком этапе, когда существующие инерциальные датчики уже не удовлетворяют требованиям по стоимости и точности. Перспективным методом повышения точности любых измерительных систем является метод функционального мультиплексирования путем пространственного управления измерителями векторных величин. Для его реализации используются два блока чувствительных элементов, которые включают в свой состав по три одностепенных гироскопа и акселерометра. С помощью устройства управления блоки чувствительных элементов располагаются в пространстве таким образом, чтобы их векторы погрешностей измерения были противоположно направленными. Данный метод управления векторами погрешностей теоретически позволяет повысить точность измерения векторных параметров мультисистемы с трехкомпонентными измерителями в 2,5 - 3,5 раза в сравнении с обычным осреднением показаний чувствительных элементов. Разработанная программа управления позволяет формировать рабочие сигналы, обеспечивающие движение к минимальному значению выходной ошибки. В этом случае сумма модулей векторов погрешностей будет минимальной и дисперсия ошибки навигационных измерений значительно уменьшится. Алгоритм функционирования управляемой инерциальной навигационной мультисистемы позволяет скомпенсировать не только основные погрешности чувствительных элементов, но и ошибки определения ориентации блока чувствительных элементов

Ключевые слова: инерциальная навигационная система, блок чувствительных элементов, пилотажно-навигационный комплекс

Введение

Инерциальная навигационная система на борту аэродинамических объектов (АО) является первичным источником пилотажной и навигационной информации. Она, в отличии от спутниковых, является источником полного вектора состояния подвижного объекта (координаты, скорости, аэродинамические углы).

Однако инерциальный метод счисления пути не позволяет достигнуть высокой точности в определении пилотажно-навигационных

параметров. Ошибки определения координат местоположения АО могут составлять от 5 до 12 км за 1 час полета [1].

Целью работы является повышение точности автономного определения навигационных параметров полета путем алгоритмического обеспечения инерциальной навигационной

Напольский Виктор Петрович - ВУНЦ ВВС «ВВА им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», канд. техн. наук, доцент, тел. 8(910) 2451725, e-mail: napvp@mail.ru

Слесаренок Сергей Владимирович - ВУНЦ ВВС «ВВА им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», канд. техн. наук, доцент, тел. 8(919) 2493061, e-mail: sergulik@mail.ru

Шепеть Игорь Петрович - ТИС «ДГТУ» (г. Ставрополь), канд. техн. наук, профессор, тел. 8(919) 7476598, e-mail: sergulik@mail.ru

Захарин Александр Викторович - Краснодарское ВВАУЛ, канд. техн. наук, старший преподаватель, тел. 8(918) 4451590, e-mail: Siralex13@yandex.ru Рубинов Владимир Иванович - ВУНЦ ВВС «ВВА им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», канд. техн. наук, заместитель начальника кафедры, тел. 8(980) 3481953, e-mail: rubinov777@mail.ru

мультисистемы, состоящей из двух или более резервированных ИНС.

1. Мультиплексирование ИНС с двухкомпонентными измерителями

Если ориентировать измерители ИНС таким образом, чтобы векторы, связанные с осями чувствительности измерителей не были коллинеарными, и не было при управлении более двух из этих векторов компланарных, то такие векторы являются линейно не зависимыми и обеспечивают функциональное

мультиплексирование.

Функциональное мультиплексирование путем пространственного управления блоками чувствительных элементов (БЧЭ), используемых для измерения векторных величин, позволяет управлять вектором погрешностей.

Чувствительными элементами современных ИНС являются датчики угловых скоростей (ДУС) -гироскопы, и датчики кажущегося ускорения -акселерометры. Анализ состояния и перспектив развития инерциальных датчиков позволяет сделать вывод, что их развитие в настоящее время находится на таком этапе, когда существующие инерциальные датчики уже не удовлетворяют требованиям по точности [2]. Поэтому актуальным направлением в повышении точностных характеристик ИНС являются структурно-алгоритмические методы повышения точности ИНС, основанные на мультиплексировании систем.

Ошибки измерения векторных величин многокомпонентными чувствительными

элементами в виде векторов в соответствующих системах координат можно представить в виде рис.

1 [5].

Ь _

а б

Рис. 1. Погрешности многокомпонентных измерителей:

а) 2-х компонентный измеритель;

б) 3-х компонентный измеритель,

Длины векторов ошибок измерения двух и трехкомпонентных измерителей определяются:

И = \3"\ЧЬ+К+(1)

Дисперсия ошибки измерения векторной величины 2-х и 3-х компонентными ЧЭ соответственно:

В [¿'] = М [|Ь '|2 ] = М [й,2 ] + М [й,2 ] = 2ВС; (2) В [¿"] = М [й,2 ]+ М [й,2 ] + М [X2 ] = 3 Вс. где Бс - дисперсия случайного вектора.

Наиболее простым методом повышения точности является способ структурной избыточности с последующим осреднением результатов измерения, где дисперсия ошибки для 2-х и 3-х компонентной измерительной системы соответственно:

D Кб ] D [S^ ]

D И 2Dc л/2 D [5"]

" V2

3D„

1,41D„

2,12 Dr,

(3)

л/2 л/2

При рассмотрении системы, состоящей из 2-х компонентных измерителей, ориентированных таким образом, что направление векторов погрешностей противоположны (рис. 2), представим векторы погрешностей измерителей в виде комплексных случайных величин:

Im

еру. Re

Рис. 2. Векторы погрешностей 2-х компонентной системы

Ь = + ]8у1 , §2 = 8Х 2 + ]8у 2. (4)

Модули и аргументы данных комплексных величин соответственно:

?2 , о2

1 =4 5 + 5 , I = >/5522 + ^

- 5y1 , 5У 2

p = artig —, ^2 = arctg — = я + p. И So

(5)

выражения значении модулей и аргументов данных комплексных величин, получим:

= ríeJVl = r1 cosp + jrx sin p;

S2 = r2 e

j (я+Р )

J\ w = —r2 cos (p1 - jr2 sin

(6)

При комплексной обработке информации способом осреднения:

S =

51 + 52 2"~

--cosp + j——

2 2

1Р1

(7)

= I( И2 + 52 — ЛИ + 52 ) .

2 \V x y v x У2 y

Для удобства вычислений обозначим 25 через 5' и определим дисперсию:

D [5'] = M = M

5'

(V5!^ —V5!^5!)

= 4DC — 2M [|5j |521].

= (8)

При условии некоррелированности ошибок измерения 51 и 52:

M [|5.| |521] = M [|5. |]. M [|521] . (9) Определим отдельно значения сомножителей:

M [|5|] = M [(52 + )X ]= M [Ä2 ] (10)

Так как 5 и - одинаково распределенные нормальные случайные величины с характеристиками m5 = 0 и с5 = СС, то:

M [Д2] = ст^2Г (1,5) / Г (1) , (11) где Г (k) - гамма-функция, причем

г 0) = 1 Г (k+1 у=Щ^

Окончательно, соответственно:

4DC — 2^%D.

дисперсия

D [5] =

4

0,114D = - Dc

8,878

= y¡ 0,114 DC = 0,337 o"C =:

СКО,

(12)

2,965

Данный способ управления векторами погрешностей теоретически позволяет повысить точность измерения векторного параметра почти два раза по сравнению со способом структурной избыточности с последующим осреднением результатов измерения [3].

2. Мультиплексирование ИНС трехкомпонентными измерителями

При рассмотрении 3-х компонентных измерителей векторы ошибок измерения образуют собой плоскость Ф (рис. 3).

с

Пользуясь формулами Эйлера и учитывая

r — r

r, —r.

2

2

и

♦Y

.....ñ

I

/Y'

b' 1~ 7 +

' I

//! / ¡

/ 1 ^ 1

/ / i 1

// i i • с I

— у i \ ¡ \ 82I

! \ ^ X

(13)

Рис. 3. Векторы погрешностей 3-х компонентной измерительной системы

Тогда данные векторы можно представить в плоскости Ф в системе координат OY1 X1 в виде случайных комплексных величин в форме Эйлера:

S; = d;ejei = dj cos ft + jd; cos ft;

S2 = d2e'1 = d2 cos ft + jd2 cos ft где dj =V S;; + S^l + S* , d 2 = -

длины векторов S; и S2 в системе координат

OXYZ; в; и в2 - аргументы комплексных величин.

Векторы ошибок S; и S2 должны быть развернуты в плоскости Ф в противоположных направлениях, тогда: ft = л + ft , и S2 = -d2 cos ft - jd; cos ft (рис. 4).

При комплексной обработке информации способом осреднения ошибка мультисистемы будет иметь вид:

5 =

d - d

"i "2 j _

=1 {JsT^sfTsY - )

2 V » x1 y1 z1 ч x2 y2 z2 J

(14)

X

:Ф

Рис. 4. Компенсация погрешностей трехкомпонентной системы

Обозначим 28 через 8" дисперсию данной величины:

Определим

D [8"]_ M №

8"

_ M

+ 5,2 + S* -82 + 8 2 + 82

_ (15)

= 6Dc - 2М [|8,11821].

При условии некоррелированности ошибок измерения 8, и 82, получим:

М [|8,|821] = М [|8,|]-М [|821]. (16) Определим отдельно значения сомножителей:

М [18,1 ]=М [^ +82, +82'

_ а

,рГ{2)/Г{1,5) _ 2а -L; (17)

2M [| 8118,| ] = 8aC-L _ ^.

Окончательно, получим:

определяя

дисперсию,

D [8]_

D [8"]

6DC - 8DC {4ñ)

■Jñ

. (18)

; 0,372Dn

D

2,688

Данный метод управления векторами погрешностей теоретически позволяет повысить точность измерения векторного параметра мультисистемой 3-х компонентных измерителей в 3 - 4 раза в сравнении с обычным осреднением показаний измерителей.

Математическая модель функционирования ИНС с мультиплексированием включает динамические и кинематические уравнения [5].

Динамические уравнения рассматриваемой ИНС реализуют 3-х компонентную систему, в которой координаты ( р , Я , е , Н ) и составляющие путевой скорости полета АО (VX ,

V,

уравнений:

Y у VZ ) определяются интегрированием

ф _ Q-1 {VX sin e + VY cos e ); X _ G_1 {Vx cose - VY sine)/cosф; e _ G-1 {VY sin e + VX cos e ) tg ф; H _ Vz - qx {H - Hs );

VX _ «X + 2VYUZ - VZ {QY + 2uy ) ; (19)

VY _ aY + VZ {Qy + 2Uy ) - 2VxUz ;

VZ _ aZ + Vx {Qy + 2Uy ) + VY {Qx + 2Ux )

-ge - 2«« + |e2 sin2 ф]-q2 {H - Hs ),

где ax , aY, aZ - проекции кажущегося ускорения ВС; ux , uy , uz - проекции угловой скорости Земли; Q , Q Y , Q - проекции относительной угловой скорости сопровождающего трехгранника

2

)

4

2

2

z

МКУ^ - барометрическая высота; а -

большая полуось земного эллипсоида; e -эксцентриситет; ge - ускорение силы тяжести на

экваторе; G - радиус кривизны сечения эллипсоида плоскостью, проходящей через геодезическую вертикаль места; Q - радиус кривизны сечения эллипсоида меридианной плоскостью [4].

Акселерометры измеряют ускорение АО в подвижной системе координат (СК) X2 Y2 72 .

Необходимо знать ориентацию осей чувствительности акселерометров относительного навигационного трехгранника XYZ. С этой целью решаются кинематические уравнения Пуассона. Системы координат (СК), используемые при разработке функционального алгоритма представлены на рис. 5 [6]: 0XЗYЗZЗ - Земная

(ЗСК); 0XgYgZg - навигационная (НСК); 0XYZ -правая прямоугольная СК, связанная с АО. Центр 0 совмещен с центром масс АО, ось 0X является продольной осью АО, ось 07 расположена ортогонально оси 0Х в вертикальной плоскости симметрии АО; 0XuYuZu - связанная с БЧЭ система координат.

Рис. 5. Системы координат: а) ЗСК и НСК; б) связанные СК

Рассмотрим алгоритм функционирования ИНС, состоящей из БЧЭ1 и БЧЭ2, причем БЧЭ1 равномерно вращается относительно

горизонтальной оси ОХ НСК, а БЧЭ2 равномерно

вращается относительно горизонтальной оси OZg НСК. Определим дополнительно две СК: 0X1Y1Z1 -связанная с БЧЭ1; 0Х272Z2 - связанная с БЧЭ2.

Положение БЧЭ относительно НСК однозначно определяется тремя углами Эйлера: для БЧЭ1

а: А Х\'; для БЧЭ2 а2 Р2 %2.

3. Алгоритм функционирования

инерциальной навигационной мультисистемы

Всеширотный алгоритм для определения навигационных параметров трехкомпонентной инерциальной навигационной мультисистемы (ИНМС) состоит из следующих операций:

1) Формирование векторов угловых скоростей для вычисления матриц ориентации. Законы вращения системы для БЧЭ1 и БЧЭ2 соответственно:

а (г) = сааг; А(t) = ю^. (20)

Векторы угловых скоростей для вычисления матриц ориентации:

< = [й

1 Г ю* = [ю

-т

■] . (21)

где ЮZ 21 , ЮХ12 - проекции показаний ДУС

одного БЧЭ на ось вращения другого БЧЭ. Данные проекции определяются:

ю21 = А21 ю2; ю12 = А12 ю1. (22)

2) Вычисление МНК перехода из СК, связанных с БЧЭ1 и БЧЭ2, в НСК:

А = А [ю* ]-[ю ] Ах\

А 2 = А2 [ю2* ]-[ю8 ] А2,

(23)

где А1 - МНК перехода от 0 Х^^ , а А 2 - МНК перехода от 0Х272Z2 к 0XgYgZg.

3) Обозначим систему координат: 0XgYgZg через £; 0X1Y1Z1 - через £1, 0 X272 Z2 - через £ 2 . Тогда при условии, что £1 = А2 £2; £2 = А12 £1 получим:

£ = А А12 £1, (24)

или £ = А1 £1, тогда А2 А12 £1 = А1 £1. (25)

Из равенства (25) получим А12 = А^ А1. (26)

По аналогии запишем: А21 = А^ А2. (27)

4) Вектор проекций кажущегося ускорения в

НСК:

ag 1 = А1 а1; ag 2 = А2а2'

(28)

Для вычисления параметров ориентации по показаниям БЧЭ необходимо знать МНК С перехода от связанной с АО СК к связанной с БЧЭ СК, которая вычисляется по измеренным значениям углов ^ %2 вращения БЧЭ относительно корпуса АО.

По значениям матриц С и А1 определяется

МНК D перехода от связанной с АО системы координат к НСК:

В = А,С . (29)

Углы ориентации ВС: (тангаж 3, крен у, курс у) вычисляются соответственно:

п А 4 . <4 3 = Arctg^ ; у = Аг^-;

+ 4 "

(30)

у = Аг^-.

Для автокомпенсации погрешностей с пространственным управлением БЧЭ с помощью устройства управления осуществляется изменение взаимного положения БЧЭ в пространстве таким образом, чтобы расположить векторы погрешностей измерения в противоположных направлениях. Тогда алгоритм определения навигационных параметров управляемой инерциальной навигационной мультисистемы (УИНМС) будет состоять из операций:

,) Вычисление МНК перехода из системы координат, связанной с БЧЭ в НСК:

А , = А , {аФах Ж ]-[®г ]А , (аА^); А 2 = А 2 (а202 Х2 Ж ]-[®£ ] А 2 (а2^2^2 ).

где [а2^2^2 ] = и - вектор управления пространственным положением БЧЭ2; А - МНК перехода от ОХиуУиХ7иХ к О^^ ;

А2 - МНК перехода от ОХиу272 к О^^ ; ОХи,Уи,7и, - система координат, связанная с БЧЭ,; ОХи 2Уи 2 2и 2 - система координат, связанная с БЧЭ2.

2) Пересчет показаний акселерометров в НСК:

аг к = А к аи k, (32)

где а к - вектор проекций кажущегося ускорения на оси НСК;

аи к - вектор показаний акселерометров.

3) Вычисление горизонтальных составляющих путевых скоростей:

УХ = аХ +(о7 + 2и7 у -(о + 2иу )у7 ;

^к лgk \ 7gk 7gk| ^к \ ^к ^к) 7gk,

У7 = а7 +(оХ + 2иХ у -(о + 2оу )уХ .

7gk 7gk \ Лgk Лgkj Уgk \ Уgk Xgk

где О ^ k, О 2 k, О ^ к - составляющие относительных угловых скоростей навигационного трехгранника; и^ к, и7 к,иу к - проекции

угловой скорости Земли на оси навигационного трехгранника.

4) Вычисление уравнений вертикального

канала:

Уу = ау -(о7 +2и7 |УХ +(о7 +2и7 )У7

ук Jgk \ 7к ^к I Xgk \ 7к ^к I 7

—ge (,-2 Н +3е2Ь|к )-«2 (Нк - Н); Нк =Уг -«(Нк -Нб),

где Нб - барометрическая высота; а - большая полуось земного эллипсоида; «2, « -коэффициенты обратной связи; ge - ускорение на экваторе.

5) Вычисление угловых скоростей НСК:

иxg к = иЬ23 к;

к = иЬ,3к; и к = иЬ33к; аХе к = ОZg к + и7е к ; ауе к = и к ■

(33)

где Ь у - элементы МНК В перехода от ЗСК к НСК;

и - угловая скорость Земли.

6) Вычисление МНК перехода от ЗСК

ОХ3У373 к НСК ОХу7& :

В,, =-

[О к ] в к,

(34)

где [Оg к ] - кососимметричная матрица.

7) Вычисление географических координат местоположения воздушного объекта:

Ь

Як = аг^ +Я(,+$)(!-$ К^-5,)(,+ $), (35)

Ьи 4

44

где = signЬ22 к, 52 = signЬ21k.

(к = агс^

Ь

•\1ЬП к + Ь23 к

Я Я

--< ( < —

2 2

(36)

При к = , - значения первой ИНС; к = 2 -значения второй ИНС.

8) Осреднение результатов географических координат местоположения ВС:

Я = + Я), р = 2 (р, +р2) , е = ! (е, + е2), Н = ! (Н, + Н 2).

(37)

Г , ^ 2

Алгоритм определения углов ориентации УИНМС:

9) Определение МНК А, к перехода от связанной с АО к связанной с БЧЭ СК:

Ш) Определение МНК Вк перехода от связанной с ВС системы координат к НСК:

В к = А кА к. (38)

П) В^гчисление углов ориентации ВС:

3к = Аг^

к + ^32 к

(39)

Ук = —;

"32 к

у к = Аг^ —.

При к = , - значения вычислений первой УИНС; к = 2 - второй управляемой ИНС.

,2) Осреднение результатов определения углов ориентации В:

3 = 2 (3, + 32) ,у = ^ (у, + у2) ,Ук = 2 (у, +У2). (40)

(41)

+А®Х1 ®*2 +А®Х 2

+А®П - A («2,Р2,Х2 ) ®fe +А®Y2 (42)

+А®21 Zg2 + Д®2

Каждая из мультисистем при измерении векторных параметров ю и имеет свою случайную ошибку А ю1 и д ю2 :

ю = юXg11 + ^ 1 + юZglkl =

= ЮXg2 ¡2 + Ю2 12 + ЮZg2 ^

дю1 = ¡1 + дюа11 + Аюzgl К;

АЮ2 = АюXg2i2 + АЮYg2 12 + ДЮ%2 К2.

Для выполнения условия автокомпенсации ошибок при управлении БЧЭ получено аналитическое выражение:

A («х,^!,^! )

Вектор ошибок А можно уменьшить при управлении БЧЭ, изменяя углы ai fii xi до максимального значения модуля векторов, т.е.

A,z1,a2,AZ2] = argmax||А||. С этой целью

выбран экстремальный ЗУ БЧЭ с использованием устройств вычисления градиента и формирования сигналов управления [3]. Применение метода заключается в обеспечении движения БЧЭ в направлении уменьшения мгновенного значения градиента. Скорость изменения переменных при развороте БЧЭ к экстремуму пропорциональна составляющим градиента по соответствующим переменным:

« = a4â ; dA=adA ; z=adM

dt dai dt dfii dt d%t Зависимость (43) используется для формирования рабочих сигналов управления, обеспечивающих движение к экстремальному значению выходной переменной - модулю вектора

ошибок ||А||. При управлении используется метод

покоординатного спуска, при котором определяется направление вектора градиента в начальной точке состояния системы. Движение в этом направлении происходит до тех пор, пока

частная производная экстремальной функции

da

взятая вдоль указанного направления a , не обратится в нуль. В точке, где частная производная

d\ 1А11 обращается в нуль, вновь определяется

U« = aha~db ' UA = ahA

M U = ahx ^, (44)

dA Zi z dXi

(43)

dа

направление вектора градиента и происходит движение вдоль этого вектора до обращения в нуль частной производной, взятой по новому направлению вектора градиента А, и в точке, где

d| |д||

частная производная _!!_Л обращается в нуль,

dА

вновь определяется направление вектора градиента и происходит движение вдоль этого вектора до обращения в нуль частной производной, и т.д. Закон управления БЧЭ УИНМС:

где a = const, причем а > 0 для экстремума -максимума; h - коэффициент пропорциональности;

Для определения максимальной разности векторов погрешностей мультисистемы, состоящей из двух отдельных БЧЭ, необходимо в ЗУ БЧЭ использовать движение к экстремуму - максимуму [4].

4. Выводы

Алгоритм функционирования УИНМС позволяет определять не только основные погрешности чувствительных элементов, но и ошибки определения ориентации БЧЭ.

Для определения эффективности управляемой мультисистемы были решены ковариационные уравнения для УИНМС и обычной ИНС.

Определено, что применение алгоритмов комплексной компенсации погрешностей позволяет снизить темп нарастания ошибки по координате с ак = 4000 м до ак = 500 м за час полета. При этом

предельные ошибки определения скорости полета снижаются с 1,8 м/с до 0,3 м/с, углов определения вертикали - с 30'' до 8'', азимута - с 1,6' до 0,2', что в 3 - 4 раз меньше аналогичных ошибок обычной БИНС.

Литература

1. Пат. 2362975 Российская Федерация, МПК G01C19/56, G01P9/04. Твердотельный волновой гироскоп / Бражнев С.М., Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Иванов М.Н., Бондаренко Д.В., Захарин А.В., Слесаренок С.В.; заявитель и патентообладатель Бражнев С.М., Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Иванов М.Н., Бондаренко Д.В., Захарин А.В., Слесаренок С.В.,- № 2008100657/28. заявл.

09.01.2008, опубл. 27.07.2009, Бюл. № 21. - 8 с.

2. Использование фильтра Калмана для оптимизации комплексных навигационных систем [Текст] / А.Н. Хабаров, Д.В. Бондаренко, А.В. Захарин, С.В. Ипполитов // Сборник трудов Международной научно-практической конференции. Сер. Инновационные направления развития в образовании, экономике, технике и технологиях. - 2014. - С. 183-187.

3. Пат. 2362977 Российская Федерация, МПК G01C21/10. Способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем и устройство для его осуществления / Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Иванов М.Н., Бондаренко Д.В., Захарин А.В., Слесаренок С.В., Иванов И.М., Кучевский С.В., заявитель и патентообладатель Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Иванов М.Н., Бондаренко Д.В., Захарин А.В., Слесаренок С.В., - №2008121099/28(024981). заявл. 26.05.2008, опубл.

27.07.2009. - 9 с.

4. Шепеть, И.П. Дуальное управление по неполной информации в информационно-измерительных системах [Текст] / И.П. Шепеть, А.А. Варнавский // НаукаПарк. - 2013. Вып. 6 (16). - С. 113-117.

Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

Технологический институт сервиса (Филиал Донского государственного технического университета), г. Ставрополь

Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков

THE MANAGED INERTIAL NAVIGATION MULTISYSTEM

V.P. Napolsky, Candidate of Technical Sciences, associate professor, Military and air academy of a name of professor of N. Zhukovsky and Yu.A. Gagarin, Voronezh, Russian Federation, e-mail: napvp@mail.ru S.V. Slesarenok, Candidate of Technical Sciences, associate professor, Military and air academy of a name of professor of N.E. Zhukovsky and Yu.A. Gagarin, Voronezh, Russian Federation, e-mail: sergulik@mail.ru

I.P. Shepet, Candidate of Technical Sciences, full professor, Institute of technology of service, DGTU branch, Stavropol, Russian Federation, e-mail: sergulik@mail.ru

A.V. Zakharin Candidate of Technical Sciences, senior lecturer, the Krasnodar military college of pilots, Krasnodar, Russian Federation, e-mail: Siralex13@yandex.ru

V.I. Rubinov, Candidate of Technical Sciences, professor, Military and air academy of a name of professor of N. Zhukovsky and Yu.A. Gagarin, Voronezh, Russian Federation, e-mail: rubinov777@mail.ru

The analysis of a condition and prospects of development of inertial sensors allows to draw a conclusion that their development is now at such stage when the existing inertial sensors do not meet requirements for cost and accuracy any more. A perspective method of increase of accuracy of any measuring systems is the method of functional multiplexing by spatial control of measuring instruments of vector sizes. For its implementation two blocks of sensitive elements which include in the structure on three one sedate gyroscope and the accelerometer are used. By means of a control unit blocks of sensitive elements are located in space so that their vectors of errors of measurement were opposite directed. This method of management of vectors of errors theoretically allows to increase the accuracy of measurement of vector parameters of a multisystem from three component measuring instruments by 1,5 - 3,5 times in comparison with regular averaging of indications of sensitive elements. The developed management program, allows to create the working signals providing movement to the minimum value of an output mistake. In this case the amount of modules of vectors of errors will be minimum and dispersion of an error of navigation measurements considerably will decrease. The algorithm of functioning of the managed inertial navigation multisystem allows to compensate not only the main errors of sensitive elements, but also errors of determination of orientation of the block of sensitive elements

Key words: inertial navigation system, block of sensitive elements, flight and navigation complex

References

1. Pat. 1361975 Rossijskaya Federaciya, MPK G01C19/56, G01P9/04. Tverdotel'nyj volnovoj giroskop [Solidstate wave gyroscope] / Brazhnev S.M., Shepet' I.P., Onufrienko V.V., Ivanov M.N., Bondarenko D.V., Zaharin A.V., Slesarenok S.V.; zayavitel' i patentoobladatel' Brazhnev S.M., SHepet' I.P., Onufrienko V.V., Ivanov M.N., Bondarenko D.V., Zaharin A.V., Slesarenok S.V.,- № 1008100657/18. zayavl. 09.01.1008, opubl. 17.07.1009, Byul. № 11. - 8 s.

1. Habarov A.N., Bondarenko D.V., Zaharin A.V., Ippolitov S.V. Ispol'zovanie fil'tra Kalmana dlya optimizacii kompleksnyh navigacionnyh sistem [Use of the filter of Kallman for optimization of complex navigation systems] // Sbornik trudov Mezhdunarodnoj nauchno-prakticheskoj konferencii. Ser. Innovacionnye napravleniya razvitiya v obrazovanii, ehkonomike, tekhnike i tekhnologiyah. - 1014. - S. 183-187.

3. Pat. 1361977 Rossijskaya Federaciya, MPK G01C11/10. Sposob kompensacii instrumental'nyh pogreshnostej besplatformennyh inercial'nyh navigacionnyh sistem i ustrojstvo dlya ego osushchestvleniya [A method of compensation of tool errors the besplatformennykh of inertial navigation systems and the device for its implementation] / Shepet' I.P., Onufrienko V.V., Ivanov M.N., Bondarenko D.V., Zaharin A.V., Slesarenok S.V., Ivanov I.M., Kuchevskij S.V., zayavitel' i patentoobladatel' SHepet' I.P., Onufrienko V.V., Ivanov M.N., Bondarenko D.V., Zaharin A.V., Slesarenok S.V., - №1008111099/18(014981). zayavl. 16.05.1008, opubl. 17.07.1009. - 9 s.

4. Shepet' I.P., Varnavskij A.A. Dual'noe upravlenie po nepolnoj informacii v informacionno-izmeritel'nyh sistemah [Dual management according to incomplete information in information and measuring systems of] // NaukaPark. - 1013. Vyp. 6 (16). - S. 113-117.