3. Элементы модели интеграции инс и снс

Математическая модель интеграции инерциальных и спутниковых измерений достаточно сложна, а ее основные положения сводятся к следующему.

Выставка блока инерциальных измерений (IMU), заключающаяся в установке его в положение, при котором его координатные оси будут либо параллельны координатным осям «целевой» системы – транспортного средства (самолета, автомобиля, водного судна и др.) или аэрокамеры, либо совмещены с ними. Рассматриваемая операция выполняется в несколько этапов, включающих грубую выставку приборов и ее уточнение. При этом содержание операций определяется требуемой точностью и, следовательно, областью использования данных.

Грубая выставка блока инерциальных измерений зачастую сводится к жесткому креплению его на соответствующей площадке носителя с помощью болтов. Точность такой выставки невысока, и погрешности угловой ориентации могут достигать градуса. Тем не менее, во многих случаях этого достаточно для определения положения движущегося объекта (например, в автомобильном транспорте), тем более, что параметры выставки все равно будут уточнены при инициализации системы.

Порядок грубой выставки определяется инструкцией по эксплуатации блока в рамках соответствующей технологии.

Уточнение параметров выставки («точная выставка») иногда совмещается с инициализацией системы и выполняется непосредственно перед началом измерений с целью определения начальных установок и настройки оборудования. Решение этих задач зачастую требует выполнения определенных действий, регламентируемых руководством по эксплуатации системы и связанных с перемещением носителя (самолета или автомобиля) по определенной траектории. Автоматическая обработка полученных при этом инерциальных и спутниковых данных позволяет определить начальные значения параметров полета и иные необходимые данные.

Так, руководство по эксплуатации съемочной системы ADS40 рекомендует выполнять уточнение выставки измерительных блоков и их регулировку за 5 – 6 минут до начала и после завершения съемки участка. С этой целью выполняется два последовательных разворота на 180 с углом крена не более 25 с последующим выходом на первый аэрофотосъемочный маршрут (рис. 10.19).

Т очность определения параметров выставки при такой регулировке вполне достаточна для целей навигации, однако не всегда соответствует точности фотограмметрической обработки материалов аэрофотосъемки. Поэтому параметры выставки могут быть уточнены при совместной обработке результатов фотограмметрических, инерциальных и спутниковых измерений с использованием метода самокалибровки.

Обработка инерциальных и спутниковых измерений выполняется с целью получения координат точек, в которых выполнены инерциальные измерения, и углов наклона платформы с помощью специальных программ и при минимальном вмешательстве оператора. При этом:

• измеренные акселерометрами кажущиеся ускорения w_X, w_Y, w_Z по найденным с помощью гироскопов углам трансформируются на оси установленной при выставке системы координат и используются для интегрирования выражения (10.2) и вычисления скорости движения и текущих координат по формулам (10.1);

• синхронизация инерциальных и спутниковых измерений выполняется по временным меткам, причем спутниковые данные обновляются с частотой 2 - 20 Гц, а инерциальные – с частотой от 200 до 500 Гц, т.е. значительно чаще;

• координаты точек регистрации инерциальных и спутниковых измерений представляются в геодезических эллипсоидальных координатах – широте, долготе и высоте;

• учет суточного вращения Земли выполняется путем введения в вычисленные долготы поправок L = 7,29211510^-5t, где t – продолжительность измерений в секундах от начала работ;

• текущий угол крена основания, на котором установлен блок инерциальных измерений (в фотограмметрии – поперечный угол наклона снимка ), приводится к плоскости истинного меридиана, угол тангажа (продольного наклона снимка ) – к плоскости, перпендикулярной к истинному меридиану; угол рысканья (разворота ) отсчитывается относительно следа плоскости, содержащей угол  [4].

Согласование результатов инерциальных и спутниковых измерений выполняется в бортовом вычислителе (рис. 10.20), функции которого сводятся к следующему [53]:

• б лок IMU (инерциальных измерений) выполняет измерение параметров ориентации и проекций вектора кажущегося ускорения на координатные оси инерциальной системы, после чего направляет их на вход блока «Алгоритм навигации»;

• блок GPS (спутниковых измерений) осуществляет прием сигналов спутников, выполняет первичную обработку данных и направляет полученные результаты на вход блока 1;

• «алгоритм навигации» осуществляет:

  1. первичную обработку поступающих с частотой 200 – 500 Гц измеренных кажущихся ускорений и иные необходимые вычисления;

  2. формирование опорной траектории полета по данным инерциальных измерений и передачу ее на вход блока 2;

  3. прогноз данных спутниковых измерений с использованием эфемирид наблюдаемых спутников и передачу их на вход блока 1;

  4. блок 1 при поступлении в него результатов спутниковых измерений с частотой 2 – 20 Гц формирует разности между фактическими и прогнозируемыми данными, и передает на вход фильтра Калмана как элементы вектора измерений, содержащие погрешности;

  5. фильтр Калмана на основе полученного из блока 1 вектора измерений определяет оптимальную оценку состояния системы, передает ее и ковариационную матрицу ошибок состояния на вход блока 2;

  6. блок 2 по полученным данным формирует:

     • оптимальную оценку состояния навигационной системы (координаты, углы наклона и др.) и передает ее как выходной сигнал для последующего использования;

     • передает в алгоритм навигации сигнал, по которому выполняется «сброс» начальных установок приборов.

Таким образом, алгоритм последовательно обрабатывает вновь поступающие векторы измерений с учетом значений, вычисленных в предшествующем цикле, и передает полученные данные для накопления и последующей обработки.

В процессе постобработки полученных данных накопленная информация обрабатывается в обратном порядке, что позволяет уточнить все оценки состояния системы на любой момент времени и тем самым существенно повысить их точность.

Принципиальную схему согласования данных инерциальной и спутниковой навигационной систем и процесс исключения влияния дрейфа гироскопов и акселерометров блока IMU можно показать на примере коррекции траектории, спроектированной на координатную плоскость OXZ (рис. 10.21):

• в точках A, B, C, D, E и F, где выполнены спутниковые и инерциальные измерения, реальная траектория (3) совпадает с траекториями, вычисленными по данным инерциальных (1) и спутниковых (2), что обусловлено «сбросом» влияния накопленного к этому моменту дрейфа акселерометров и гироскопов;

• п о мере удаления от точек спутниковых измерений точки проекции траектории, найденной по данным инерциальных измерений, все более удаляются от реальной (3), и в итоге по данным IMU будут получены фрагменты траектории AB′, BC′, CD′ DF′ (1);

• в процессе послеполетной обработки (постобработки) данных инерциальных и спутниковых измерений:

  1. точки B′, C′, D′, F′ фрагментов (1) совмещаются с точками спутниковых измерений B, C, D, F;

  2. фрагменты (1) траектории AB′, BC′, CD′ и DF′ разворачиваются вокруг начальных точек A, B, C, D, в результате чего преобразуются во фрагменты траектории AB, BC, CD и DF (4) соответственно, и оказываются в непосредственной близости от фактической.

Разумеется, приведенная интерпретация несколько условна, но она отражает принцип согласования результатов инерциальных и спутниковых данных, дает ключ к пониманию причин относительно невысокой их точности в реальном режиме и объясняет необходимость постобработки.