Задача тесной интеграции систем ГЛОНАСС и GPS с инерциальными навигационными системами разных классов точности

• Автор: Демидов, Олег Викторович
• Шифр специальности: 01.02.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2009
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 139 с. : ил.

Содержание
1 Введение
1.1 Предметная часть работы
1.2 Структура работы
1.3 Содержание задачи тесной интеграции ИНС/БИНС и СНС, обзор
литературы
1.4 Основные модели инерциальной навигации
1.5 Задача функциональной диагностики платформенной ИНС
2 Совместная обработка первичных измерений систем GPS и ГЛОНАСС
2.1 Введение
2.2 Основные отличия систем ГЛОНАСС и GPS
2.3 Модели первичных спутниковых измерений при совместной обработке
2.4 Алгоритмы совместной обработки измерений ГЛОНАСС и GPS в
стандартном режиме
2.5 Алгоритмы совместной обработки дифференциальных измерений систем ГЛОНАСС и GPS
2.6 Пример обработки экспериментальных данных в стандартном режиме
2.7 Выводы к главе
3 Алгоритмы решения задачи тесной интеграции ИНС/ВИНС и СНС
3.1 Введение
3.2 Общие структуры алгоритмов варианта оценивания и введения обратных связей
3.3 Модели тесной интеграции в варианте оценивания
3.4 Модели тесной интеграции в варианте введения обратных связей
3.5 Выводы к главе
4 Моделирование алгоритмов тесной интеграции
4.1 Введение
4.2 Имитатор движения объекта
4.3 Моделирование пространственного движения спутниковых созвездий ГЛОНАСС и GPS и первичных измерений спутников этих систем
4.4 Моделирование рабочего режима тесно интегрированной инерциально-спутниковой навигационной системы
4.5 Анализ результатов обработки модельных данных

4.6 Выводы к главе Заключение
1 Введение
1.1 Предметная часть работы
Актуальность темы
В настоящее время в России ведущие компании-разработчики и производители интегрированных навигационных комплексов активно занимаются задачей тесной интеграции инерциальных и спутниковых навигационных систем. Причем эта задача решается как на стадии научно-исследовательских разработок, так и на стадии опытно-конструкторских работ. К числу таких компаний, в частности, относятся: ОАО Раменское приборостроительное конструкторское
бюро (РПКБ), ЗАО Инерциальные технологии технокомплекса (ИТТ), Раменский приборный завод, Пермская научно-производственная приборостроительная компании (ПНППК), АООТ Московский институт электромеханики и автоматики (МИЭА), Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем (ГосНИИАС), ОАО Концерн ЦНИИ "Электроприбор", ЗАО "Лазекс".
Задача тесной интеграции инерциальных (ИНС) и спутниковых навигационных систем (СНС) возникает при построении перспективных навигационных комплексов, а также для обеспечения функционирования грубых (например, на MEMS-датчиках), резервных ИНС. Отличительная особенность задачи тесной интеграции - возможность получения интегрированных решений при малом числе видимых навигационных спутников, когда автономные позиционные и скоростные спутниковые навигационные решения невозможны.
Различают четыре основных уровня интеграции СНС и ИНС [62].
• Раздельные системы (Separate Systems). При этом способе автономные спутниковые навигационные решения - координаты и скорости объекта обычно просто заменяет соответствующую информацию ииерциальной системы.
• Свободно соединенные или слабо связанные систелт (Loosely Coupled Systems). Здесь решается задача коррекции ИНС при помощи позиционных и скоростных автономных решений спутниковой навигационной системы.
• Тесно интегрированные системы (Tightly Coupled Systems). При таком варианте интеграции первичная информация приемника сигналов СНС (кодовые псевдодальности, доплеровские псевдоскорости, фазовые измерения) используется в качестве корректирующих измерений для ИНС.
• Глубокое интегрирование (Deep Integration), в добавлении к варианту тесной интеграции, предусматривает обратную связь на корреляторы СНС,
Формирование вектора корректирующих измерений Сформируем вектор измерений z = (zi, z2, Z3, Z4, 25)г, в который входят 2 скоростных и 3 угловых замера.
1-я и 2-я компоненты вектора измерений ,г определяются следующим образом. Навигационная система формирует значения модельных скоростей Zyt, которые одновременно являются скоростными ошибками ИНС и складываются из гармонических фракций V(° нулевого приближения и динамических скоростных ошибок SV{. Используя решения уравнений нулевого приближения (1.19), алгоритмически скомпенсируем известную гармоническую часть измерений Zyt
Zy; = Zy - V-(tQ) COSUJ0(t - io)-
Отсюда следует модель скоростных измерений:
Zvi — SVi + y/ÖRga2(to) sin w0(i — io) + ДИ/ ,
zV2 = 5V2 - v'aÄflra1(io)sinw0(i - i0) + AKT. (1-22)
Здесь AV[/S - случайные погрешности счислени горизонтальных скоростей, вызванные квантованием выходных данных по уровню.
3-я, 4-я и 5-я компоненты вектора измерений определяются по следующему алгоритму. В каждый момент времени инерциальна навигационная система
определяет приборные углы гироскопического курса фз, крена yz, тангажа $г и
вычисляемое значение азимутального угла А!.
В нашем случае связанный трехгранник не меняет своего положени относительно географического трехгранника, поэтому истинные углы курса, крена и тангажа остаются постоянными. Поэтому регистрируемые приращения углов ориентации опосредовано будут зависеть от угловых ошибок построения приборной вертикали и азимутальной ошибки.
Отсюда можно получить измерения приборных углов Zai, Za2 и Za [30], которые определяются через приращения углов курса, крена и тангажа относительно их начальных значений по формулам (1.17). Алгоритмически скомпенсируем известную часть этих измерений:
Zai - zai + sin W0(t - i0), za2 - Za2 - УУУ sin Wo (i - io), zA = ZA. y/äUg y/ÖR9
Таким образом, модель измерений для й'оц, <5а2, 5А будет иметь следующий вид:
zai = <5сц - Qio(l - cos w0(i - io)) + A(Aa?, za2 = Sa2 — q20(1 — cosw0(i — io)) + AjAo, zA = cos(AfA') cos фх)а2о - tgt?*(sin(z - A(A') - sin фх)а10 + A£AAS. (1.23)