Введение

Постановка задачи - создать алгоритм комплексирования данных спутниковой навигационной системы и данных бесплатформенной инерциальной навигационной системы с использованием дискретного фильтра Калмана. БИНС используется для определения параметров ориентации и навигации баллистических ракет, ракетоносителей, беспилотных летательных аппаратов. Алгоритм реализован в виде программного продукта, созданного в программной среде MathCAD 14.

Инерциальная навигация - метод определения координат и параметров движения различных объектов и управления их движением, основанный на свойствах инерции тел и являющийся автономным, т. е. не требующим наличия внешних ориентиров или поступающих извне сигналов. Обычные методы решения задач навигации основываются на использовании внешних ориентиров или сигналов (например, звёзд, маяков, радиосигналов и т. п.). Эти методы в принципе достаточно просты, но в ряде случаев не обладают необходимой точностью, особенно при больших скоростях движения (например, при полёте в космосе), и не всегда могут быть осуществлены из-за отсутствия видимости или наличия помех для радиосигналов и т. п. Необходимость создания навигационных систем, свободных от этих недостатков, явилась причиной возникновения инерциальной навигации.

Инерциальные системы навигации (ИНС) имеют в своём составе датчики линейного ускорения (акселерометры) и угловой скорости (гироскопы). С их помощью можно определить отклонение связанной с корпусом прибора системы координат от системы координат, связанной с Землёй, получив углы ориентации: рыскание (курс), тангаж и крен. Линейное отклонение координат в виде широты, долготы и высоты определяется путём интегрирования показаний акселерометров.

Инерциальные навигационные системы делятся на два класса : имеющие гиростабилизированную платформу (ПИНС) и бесплатформенные (БИНС). У платформенных систем оси акселерометров направлены строго по осям подвеса ГСП, физически моделирующую начальную стартовую СК. В БИНС акселерометры и гироскопы жестко связаны с корпусом прибора. Одним из нежелательных моментов, свойственных автономной работе БИНС, является возникновение медленно меняющейся периодической ошибки. Период изменения этой ошибки соответствует периоду Шулера. Причиной возникновения этих колебаний служат неточное задание начальных условий на момент включения БИНС и не полностью скомпенсированные собственные погрешности векторных измерителей угловой скорости и линейного ускорения. Другие ошибки, возникающие в БИНС, называются "нестационарными".

Бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС) обеспечивают высокую кратковременную точность оценки местоположения, ориентации и скорости. Поскольку с увеличением точности инерциальных датчиков значительно растет их цена, их применение в течение долгого времени ограничивалось высокопрецизионными областями, такими как космическая и авиационная навигация. Однако использование БИНС в качестве автономной навигационной системы ограничено быстротой нарастания ошибок БИНС из-за ошибок инерциальных датчиков.

В отличие от БИНС в системах СНС используются другие способы измерений для определения местоположения и скорости. Хотя точность спутниковых данных о положении и скорости не зависит от времени, эта точность недостижима в условиях сильной динамики, многолучевости, взаимных и преднамеренных помех.

Благодаря вышеупомянутым дополняющим друг друга характеристикам, данные от БИНС и СНС можно обрабатывать совместно для повышения точности каждой системы.

В данной работе предложен слабосвязанный фильтр Калмана для малогабаритной интегрированной инерциально-спутниковой БИНС/СНС системы, который позволяет оценивать ошибки БИНС, сопоставляя измерения СНС - скорость и местоположение - с расчетными данными ИНС.