Методика полунатурных испытаний корректируемых бесплатформенных инерциальных навигационных систем

• Автор: Терешков, Василий Михайлович
• Шифр специальности: 05.11.03
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 133 с. : ил.

Оглавление

Введение
Глава 1. Анализ погрешностей навигационных систем
1.1. Алгоритм бесплатформенной ИНС
1.1.1. Координатные трёхгранники
1.1.2. Функциональная схема бесплатформенной ИНС
1.1.3. Аналитический образ платформы ИНС
1.2. Уравнения ошибок ИНС
1.3. Модель ошибок датчиков ИНС
1.3.1. Общая модель погрешностей датчиков
1.3.2. Редукция модели ошибок для крейсерского движения
1.3.3. Модель смещений нуля акселерометров и гироскопов
1.4. Модель ошибок СНС
Выводы
Глава 2. Оценивание погрешностей навигационных систем
2.1. Фильтр Калмана
2.1.1. Функциональная схема фильтра
2.1.2. Фильтр Калмана в задаче оценивания ошибок ИНС
2.2. Компенсационное оценивание
2.2.1. Принцип компенсационного оценивания
2.2.2. Оценивание возмущений в демпфируемой ИНС
2.2.3. Разделение источников погрешностей ИНС
2.2.4. Сравнение компенсационного метода и фильтра Калмана
2.3. Оценивание погрешностей СНС
2.4. Общая схема оценивания погрешностей
Выводы
Глава 3. Моделирование показаний навигационных систем
3.1. Обоснование методики полунатурных испытаний

3.2. Моделирование движения летательного аппарата
3.2.1. Силы и моменты, действующие на летательный аппарат
3.2.2. Уравнения движения летательного аппарата
3.2.3. Управление летательным аппаратом
3.3. Имитация показаний навигационных систем
Выводы
Глава 4. Данные эксперимента и численного моделирования
4.1. Состав программного обеспечения
4.1.1. Программа оценивания погрешностей навигационных систем
4.1.2. Программа моделирования движения летательного аппарата
4.2. Постановка натурного эксперимента
4.3. Результаты натурного эксперимента
4.3.1. Оценка задержки показаний СНС
4.3.2. Оценка ошибки азимута
4.3.3. Оценки ошибок горизонтальных акселерометров
4.3.4. Оценки ошибок горизонтальных гироскопов
4.3.5. Оценка ошибки вертикального акселерометра
4.3.6. Оценка ошибки вертикального гироскопа
4.3.7. Статистические характеристики погрешностей
4.3.8. Результаты имитации показаний навигационных систем
Выводы
Общие выводы
Литература
Введение
Стремительное развитие техники и технологии в последние десятилетия открыло возможности для успешного решения широкого круга задач навигации подвижных объектов, то есть определения их местоположения и параметров движения при помощи разнообразных устройств — как автономных, так и использующих внешние источники информации.
Принцип инерциальной навигации [1, 6, 8 - 11, 39] сводится к решению задачи счисления пройденного пути при помощи двукратного интегрирования ускорения объекта, измеренного установленными на нём чувствительными элементами - акселерометрами. По способам размещения акселерометров и обработки их показаний инерциальные навигационные системы (ИНС) можно подразделить на платформенные и бесплатформенные. В первом случае триада акселерометров с ортогональными осями чувствительности устанавливается на платформе в кардановом подвесе, стабилизированной при помощи гироскопов. Платформа материализует на борту объекта некоторый координатный трёхгранник, относительно которого требуется определять параметры движения. В случае же бесплатформенных ИНС акселерометры жестко закрепляются в корпусе прибора. Их показания перед интегрированием проецируются на оси некоторой аналитически моделируемой платформы. Основой для выполнения этой процедуры служат утлы ориентации корпуса, вычисленные путём интегрирования сигналов гироскопов - датчиков угловой скорости. Общим достоинством ИНС служит их принципиально возможная автономность: все измерения и вычисления, необходимые для построения навигационного решения, осуществляются на борту подвижного объекта без привлечения каких бы то ни было внешних источников данных. Главным же недостатком таких систем оказывается свойство их погрешностей неограниченно нарастать с течением времени. Источником погрешностей служат, во-первых, собственные погрешности чувствительных элементов; во-вторых, погрешности задания или вычисления их

• матрица ------= LA/J содержит на главной диагонали погрешности мас-

штабных коэффициентов Д7, а вне главной диагонали - ошибки ориентации и неортогоналыюсти осей чувствительности гироскопов Д,;

• матрица — характеризует влияние линейных ускорении на показания

гироскопов;

• матрица ------ является диагональной и описывает температурную зави-
симость смещений нуля гироскопов;
• вектор wc представляет собой измерительный шум гироскопов. Основным объектом исследования в данной работе является инерциаль-
ный измерительный блок Honeywell HG1700 [35], построенный на основе лазерных датчиков угловой скорости GG1308 и акселерометров RBA500. Сделаем несколько предварительных замечаний о применении к нему построенной модели ошибок. Во-первых, блок проходит заводскую калибровку, поэтому все параметры модели характеризуют лишь нестабильности его погрешностей. Во-вторых, для оптических гироскопов нехарактерно влияние на их показания ли-
8G :'
нейных ускорений [63], поэтому можно принять = 0. В-третьих, из-за от-

сутствия возможности измерения температуры чувствительных элементов при испытаниях блока соответствующие параметры целесообразно объединить со смещениями нуля:
Sfm+^TA=[ax aY azf, dTA

С учётом сделанных замечаний модель ошибок примет вид: