FACULTAD DE CIENCIAS
SECCIÓN DE POST.GRADO Y 2° ESPECIALIZACIÓN PROFESIONAL
TESIS
Para optar el Grado de:
MAESTRO EN CIENCtAS
MENCIÓN INGENIERÍA AERONÁUTICA
LÍNEA VEHÍCULOS NO TRIPULADOS
Titulada:
"DESARROLLO DE LOS MÉTODOS DE INTEGRACIÓN G.P .S./S.I.N.
CON LA FINALIDAD DE AUMENTAR LA EXACTITUD
EN LA NAVEGACIÓN"
Presentado por:
Ingeniero Aeronáutico
WILSON EMILIO AL V ARADO TORRES
DEDICADO:_
AGRADECIMIENTO
• A mi centro de trabajo; CONIDA (Comisión Nacional de Investigación y Desarrollo Aeroespacial) por las facilidades prestadas para mis estudios de Post-Grado. Por el apoyo prestado para el uso de sus instalaciones y equipos para mis Investigaciones de laboratorio y de campo. ·
-• Al Dr. Boris Petrov, profesor y orientador en el desarrollo de la presente Tesis y por sus enseñanzas en Sistemas de Navegación.
Indice General Introducción
Objetivo Resumen Final Nomenclatura
INDICE GENERAL
Capítulo 1: Navegación Inercial y Navegación con GPS g.1.1 Navegación con el SNIS
g.1.2 Navegación con GPS
Capítulo 2: Investigación de la Estructura de los Sistemas de Navegación Integral. Fundamento Matemático de la Integración
g.2. 1 Integración GPS/SNI g.2.2 Arquitectura de integración
g.2.3 Algoritmo de Íntegración
g.2.4 Diagrama estructural general y relaciones de información del sistema de navegación de integración.
g.2.5 Componentes del sistema integrado
Capítulo 3: Protección de perturbaciones y Modelo de los errores del Sistema de Navegación Integrado
g.3.1 Panorama breve del estado y de las perspectivas de desarrollo g.3.2 Lógica y Principios de Integración.
g.3.3 Modelo matemático de los errores del SNI Integral.
Capítulo 4: Fundamentos Matemáticos de la construcción y de la modelación del sistema de navegación integral.
g.4.1: Utilización de la Filtración de Kallman en el sistema de navegación Integral. g.4.2 Datos iniciales y condiciones de realización de la modelaeión matemática. g.4.3: Resultados de la modelación matemática del sistema de navegación integral.
Capítulo 5: Errores metódicos del Sistema de Navegación Integral. g.5.1: Sistemas de coordenadas.
g.5.2: Formulas para determinar los errores del Sístema de Navegación Integral g.5.3: Evaluación delas características de exactitud potencialmente alcanzables.
INTRODUCCION
El mundo moderno a desarrollado el programa LRCSW (Long-Range Conventiol'}al Standet Weapon). Este programa fue el encargado de estudiar, desarrollar y probar un vehículo llamado MC LRCSW (MC Tomahawk) también conocido como "Misil de Crucero de Alta Exactitud de Baja Altura (MCAEBA)". Este misil con la configuración de navegación descrita a continuación se instaló en 1995 en aviones B-52, porta aviones, submarinos y buques.
La ruta de vuelo del MCAEBA se divide en dos partes:
La parte operativa ( desde la zona de lanzamiento hasta la Zona de la Primera Corrección (ZPC)
La parte de crucero ( desde la ZPC hasta el blanco). Con la finalidad de aumentar la exactitud durante la formación d� .. la tarea de vuelo, el blanco se incluye en la última Zona de Corrección (ZC) según el Relieve del Terreno (RT) ó se ubica muy próximo a la ZC según el RT.
Uno de los principales _elementbs del sistema de control de] MCAEBA es el Sistema de Navegación y Guiado, que garantiza el vuelo del misil según una ruta bastante compleja, a baja altura ( que puede ser observado en la siguiente pagina) de este modo se asegura la alta precisión.
Este Sistema de Navegación conocido corno Sistema de Navegación Integrado ó Sistema Navegación Integral es compacto de pequeño tamaño integrado por un Sistema de Navegación Inercial Sin Plataforma (SNIS) y un Receptor GPS, que trabajan en todas las etapas de vuelo junto con la Computadora de Abordo (SCA).
El Sistema de Navegación Integrado esta diseñado para realizar-la navegación y el control del movimiento del MCAEBA, según la ruta prevista en el espacio - tiempo de vuelo garantizando el guiado del MCAEBA, hacia objetos estacionarios en tíerra con
coordenadas y alturas conocidas.
,.
¿Cómo opera un Tomahawk?
Estados Unldos·=1anzó un total de 44 misiles crucero desde cuatro bl.lt¡ues deguerra hacia instalaciones milltares lraqufes en el sur de lrak. Entte las armas empleadas figura el misil 'lntellgente' Tomahawk. Este opera con un
margen de error de un metro de su objetivo. Contiene una c·omputadora . que le permite seguir una ruta predestinada en cualquier tipo de cllma o terreno.
Dentro del rnlsll Tomahawk (BGM-109C)
Control de vuelo Combustible
•Largo 5.6m •Alcance 1. 100 km 111 Peso 1.193kg •
• Ojrva 450kg
@
El misil es lanzado con un mapa pre programádo ta-. Un radar-allímelro es aclivado cuando el W misil llega a la costa. Traza un plan de recorrido en distintas elevaciones, incluidos ríos y valles. El Buque de guerra USS Carl Vlnsonu capaz de transportar mlslles Tomahawk. � '81 diseñada y burla a las fuerzas de defensa aér'ea. Recorre la ruta Cruceros con misiles teledirigidos: USS ARKANSAS USS SHILOH OesIrucIores: USS HEWITT R1ut1r / El COMERCIO
Buques deslrvctores con misiles teledirigidos: USS LABOON USS RUSSEL Submarinos: USS JEFFERSOH CITY
@
El mapa computarizad� se se forna más preciso. Una video cámara con luces esfroboscópicas ldenliflcan el blanco y se preciplla conlrá éste.·Fuente: Jane·, In: .,. ·� .. _,;..; ... ,_..; L._ ____________________ _
El misil de crucér.o
Tomahawk
tino de los cohetes cruceros. , m4s perfecdonados
��::!�:\
6j�� ¡ El sistema de guitJdo . '/ Altitud do vuelo: 10-100 m Volocldod:860km/h ./. ,,¡•<l;:.f T. . . _programadoh Wk Coh•I• do Íllldlo dt acción: hasta 2.500 km 'ii>'::!;;t�.<"¡_ '-��a 8
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Pn<:lalón: inferior a 80 metros_: Un áhfmtrtro p�ffi:,J ·· · • .,. �- ,.��, frogramacíi5n y r,nzamlento . -A c�,:i,-::'e/o !
ass final: mformatlzado . � . ··�·-· .. ,¡_.,!. .. .:, gu,ads por radar ,
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antenas\f7
DIAGnAI\IA l)Jt:L SISTIU\.L\. 1)1". f\J.\. VFc .. u:iol\J l>E INTl�Cl"lACION (;PS/SNl
SNIS (giroscopos, ascelerometros)
Sensores (Altura, Horizonte)
/:i'Ái,GVi, t 8i
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-..---1•·----Computadora de abordo
Navegación Mecanizacion
INS
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...Xi, Vi, o� 1 Res et Xg·, Vg
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navegac1c Datos- Dinámica del vehiculo
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Proceso..- '
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fiVi,Sistema de Navegación
Integrado GPS/INS Filtración del error
' Receptor GPS
y proceador de Navegacion
Mediciones R, t.R, ·----·-···-·-··--· ···- -··· -· ·- · - ··· -···· . ·-·- . · ·-···-··· · -·· .
·-y datos de efemerides
R
Xi, Vi, Oi Xg, Vg
xve
Pseudo-distancia
Posicion, velocidad y actitud del st,JI�� Posición, velocidad del GPS
Errores estimados
OBJETIVO
EL PRESENTE TRABAJO TIENE POR OBJETIVO PRINCJP AL AUMENTAR LA EXACTITUD DE LA NAVEGACION ATRAVES DE
DOS METO DOS DE NA VEGACION EXISTENTES LA NA VEGACION SATELITAL (GPS) Y EL SISTEMA DE NA VEGACIO� INERCIAL SIN
PLATAFORMA (SNlS) REALIZANDO UNA INTEGRACION DE LOS MISMOS
Para lo cual se ha trabajado de la siguiente manera:
•
•
•
Se ha investigado los cuatro métodos de integración .
Se ha elegido un método y se ha calculado los resultados numéricos de la modelación matemfttica sobre las características de precisión del Sistema
de Navegación de Integración, para equipos de navegación comerciales.
RESUMEN FINAL
l. El Sistema de Navegación de Integración es el sistema de navegación mas exacto en este momento, que permite awnentar la exactitud:
En la determinación de las coordenadas en 60 veces. En la velocidad de movimiento del misil en 150 veces. A cualquier Sistema d�_!favegación existente.
AN B CRA CCC CB DAA EC ENC GPS GPS/SIN GL GPS NAVSTAR Hó h LRCSW MCLRCSW MVDAD
MDN
MNR MCPN MCPN MCB PA P(Y) P,V,T P,V,8 R RT SCA SNI SI SAT SSP SSRzc
ZPC SNis··· -SIC WGS84 NOMENCLATURA Aeronave Desviación lateralCabezas radar de autoguiado Cabeza de Combate Común Computadora de a bordo Defensas Anti Aéreas. Estación de Corrección
Equipo de Navegación del Consumidor
Equipo de recepción del Sistema.de Posicionamiento Mundial
.Sistema de Navegación de Integración ó Sistema de Navegación de Integral (Integración de las salidas del receptor GPS con las salidas del Sistema de Navegación Inercial
Giroscopios láser
Sistema G.P.S NA VST AR Altüia sobre el terreno
Long-Range Conventional Standet Weapon (MC Tomahawk, TSSAM)
Medidor de velocidad y desvío angular de doppler radiosistema activo Método diferencial de navegación
Método de navegación relativa
Método de corrección de los parámetros de navegación
Método de Corrección de los Parámetros de Navegación del SNI misil de crucero alta altura y alta exactitud
Punto de apuntamiento
Señales de un código del GPS
Posición ó ubicación, Velocidad, Tiempo Posición ó ubicación, Velocidad, Actitud Pseudo - distancia
Relieve del terreno
Sistema de control de abordo Sistema de navegación inercial Sistema Inercial
Satélite artificial de la tierra
Sistema de seguimiento del portador Sistema de seguimiento del retardo Zona de corrección
Zona de la primera corrección
Sistema de Navegación Inercial Sin plataforma Sistema inercial de coordenadas
Capitulo 1
NAVEGACIÓN INERCIAL Y NAVEGACIÓN CON GPS
g.1.1 Navegación con SNIS g.1.2 Navegación con GPS
g.1.1 NAVEGACIÓN CON SNIS [3] Método analítico de Construcción del SNI
Las direcciones de los ejes del sistema elegido de coordenadas se pueden realizar no solamente con ayuda de giroplataformas sino también analíticamente. Estos últimos sistemas -se denominan SNIS (Sistema de Navegación Integral sin Plataforma).
La clasificación de los SNIS se realiza de acuerdo a] tipo de ]os elementos sensibles, utiJizados para la obtención de la información sobre la posición angular del vehículo en el espacio. De acuerdo a este principio los SNIS tienen las siguientes variantes de realización configurativa:
.:. SNI con tres acelerometros lineales con tres sensores d,e velocidad angular. - SNI con tres acelerometros lineales y un giróscopo libre.
- SNI con sólo acelerometros lineales.
En todas las variantes el SNIS supone la presencia a bordo del vehículo o aeronave (AN) una computadora de a bordo (
Cf?J
Cada uno de los sistemas señalados posee sus cualidades positivas y negativas, por esta razón la pregunta sobre la elección del método de construcción de] SNI en una tarea de ingeniería complicada, no solamente desde el punto de vista de realización técnica sino también desde el punto de vista de la sobrecarga de la CB.
Modelo del SNI
El SNI es representa como un Sistema de Navegación Inercial Sin Plataforma (SNIS) de dos ejes, mostrado en Figura. Los acelerometros en los ejes X y Y para quedar el
vehículo tangente a la Tierra, y el eje y dirigido en la dirección (0) del Norte se determine· perfectamente. Esto es equivalente a tener un ascelerometro con una sola fuente de error.
En este modelo simplificado, los ascelerometros dan la información de asceleración parcial a lo largo de los ejes X y Y (Ax+ ax y Ay+ ay) donde los errores son modelados como pasos al azar, limitado a lOµg, como para ser representativq de errores
acelerometricos típicos. La aceleración se integra en la longitud dos veces (')�1), y la latitud ( <Pi). Una realimentacion de velocidad de ganancia K, introduce un factor amortiguamiento que reduce.el awnentado (integrado) efecto del error sobre los resultados de posición. Las velocidades externas exactas_:r:_eferidas a la dirección Norte (Vext ) y este (Y:xt ) son considerar para el amortiguamiento.
•,"'
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Algoritmo de la Acentuación de la Navegación del SNIS.
El SNI sin plataforma se construye según el diagrama del SNI del tipo analítico, ósea la integración de las velocidades angulares y de las acelera_ciones lineales se realiza en el Sistema Inercial de Coordenadas (SIC) y más adelante se calculan los parámetros de navegación en los sistemas "utilizadores" de coordenadas.
La construcción del SNIS tiene las siguientes ventajas:
La solución de la principal tarea de navegación en el SIC simplifica las ecuaciones de trabajo (y por consiguient-e las ecuaciones de integración del SN1S) .
. La estructura del SNlS es universal en el sentido de la posibilidad de cálculos de los parámetros en cualquier.a de-�-los sistemas de coordenadas, mediante un camino algebraico simple.
La simplificación de las ecuac10nes de trabajo, que se necesiten calcular con una frecuencia ( 40 Hz), permite minimizar la carga de la computadora de abordo con rapidez.
Una ventaja de esta estructura son los requisitos sobre la alta exactitud de la realización en la computadora de abordo de las funciones trigonométricas, sin embargo esto corno se ve será necesario y para los algoritmos de integración del SNIS y del receptor GPS.
El algoritmo de orientación del SN1S esta basado en la integración numérica de la ecuación diferencial matricial de Poisson en la forma cuatemiónica .
Q = ½*//OM//*Q
qo
o
- ©x - ©y-
IDzAquí: Q= q1 OM= ©x
o
- ©z - ©yq2 ©y - ©z
o
-
IDzq3 IDz - ©y - ©x
o
Donde:
qo, q1, q2,q3, son los parámetros de Rodrigo-Hamilton
©y , roy , ro2 ; son las proyecciones del vector de la velocidad angular sobre los ejes del sistema único de coordenadas_(CCK)
La matriz de transformación_�el·CCK al UCK se calcula de la siguiente manera:
cccK = UCK
2 2 2 2 q o+ q 1+ q 2+ q 3 2 (q1*q2- qo *q3} 2 (q1*q3- qo *q2)
2 (q1* q2 - qo*q3)
2 2 2 2 q ci - q 1+ q 2 - q 3
2 (q1*q3 + qo*q2) 2 (q2* q3 - qo*q1) 2 2 2 2 , q O -q I -q 2+ q 3
Para la integración de la ecuación de Poissón se utiliza el algoritmo de cuarto orden, que utiliza los instrumentos del ángulo en el CCK en dos pasos menos para considerarla no conmutativa de los giros.
El algoritmo de navegación también es de dos pasos:
7 1
--- DVJ CCK - ---- DVJ-1 CCK
12 12
5 t
DV CCK DV cck - -J + --- 1-1
12 12
DVj ucK = CucKJ ccK*DV1 + CucKJ-1 ccx * DV2
Aquí: DVj uck_es el incremento de la velocidad en e] paso de ]a integración en el CCK.
R. uck = R uc k (V uck V uc k) * .':J J-1 + j + J
DT 2
Donde: V - es el vector de la velocidad del misil R - es el vector de coordenadas del misil
DV q- es e] vector de compensación del instrumento de la velocidad paso por acción de ]a aceleración de ]a gravedad.
DT - es el paso de-la integración.
en el
Después de obtener los parámetros de navegación en el SIC se efectúa su recalculo en el Sistema de Coordenadas de Lanzamiento Geocéntrico (SCLG), cuyo comienzo coincide con el inicio del SIC ( centro de la tierra), el eje OY está dirigida desde el centro de la tierra al punto de lanzamiento, el eje OX está dirigido desde el centro de la tierra hacia el lado del blanco (del punto final) y se encuentra en el plano de ]os puntos del centro de la tierra, del lanzamiento y del blanco (plano de la ortodromica) ; el eje OZ complementa el sistema de coordenadas a la derecha.
Después de obtener las coordenadas del objeto en el SCLG se efectúa el cálculo de los parámetros del movimiento de tipos de altura sobre el elipse de Rrasovky (WGS-84), de la desviación lateral del plano de la ortodrómica y de la ruta según la ortodrómica y también de las velocidades y de los ángulos correspondientes, necesarios para el funcionamiento del sistema de control. La recopilación de los datos en los sistemas de coordenadas, la frecuencia _necesaria de su cálculo y entrega salen de los alcances del preseqte trabajo.
Pag. 6
Modelo de !os errores del SNIS.
Los errores del SNIS se componen de los metodológicos y los instrumentales. Las principales fuentes de los errores instrumentales son:
- Los errores de los sensores acelerometricos compuestos de] error inicial del acelerómetro y de la alinealidad de su característica. �'
- Los errores del GL,_ que están compuestos de la deriva de la señal cero y de la alinealidad de la característica del GL.
- Los errores de colocación de los acelerómetros y del GL con respecto a los ejes de ·medición.
- Los errores de introducción de los datos iniciales, ósea los errores de determinación de las coordenadas iniciale_s_del punto de lanzamiento de las velocidades iniciales en el momento de lanzamiento, de la alineación inicial en el horizonte y en el azimut.
Los errores instrumentales del SNIS en la determinación de las coordenadas y de la velocidad generalmente se calculan mediante la solución de la ecuación de los errores. Las ecuaciones de los errores son ecuaciones diferenciales lineales en un caso general con coheficientes variables que dependen de los parámetros cinemáticos de movimiento del vehículo. En la mayoría de los casos esto se consigue resolver solamente numéricamente, dándonos simultáneamente las características del movimiento del misil y las magnitudes de
los errores de los elementos de base.
La ecuación de los errores del SNIS del tipo analítica en la proyección sobre los ejes del UCK con un inicio en el centro de la tierra tiene la fonna.
M Ax+
Rs [(y
2
+ 22 -2x2) dx - 3x*ydy -3x*zdz] = ó Wr.x.
M
óy +
Rs [(z 2 + x2
-2y2) dy- 3x*zdz- 3y*xdx] = ó Wr:y
M ÓZ +
Rs [(x 2 + y2
-2z2) dz- 3z*xdx-3y*ydy] = AWa
Fi = Cuckcck
* [dÜmo + dK.o
*
Üm cck + dUo * Üm cck]Aquí: Fi es el ángulo de despaso de las bases ideal e instrumental. Wk - es la aceleración aparente del misil
Om - es la velocidad angular del misil d Wa - es la señal "cero" del acelerómetro.
dK.ax
o
o
o
o
dK.ay O O - dK.az
- d Ya)ff - d Yaxz
O dYayz
dVazy O
error del coe� ciente de escala de los acelerometros
es el error de colocación de los acel erometros
AOm0; AK.0; AV0 - son los errores similares de SV A.
M - es la multiplicación de la masa de la tierra por la constante gravitacional.
Durante la síntesis de los algoritmos de la filtración y el análisis de la exactitud del sistema los errores de los sensores se consideran magnitudes casuales de Gauss con una esperanza matemática cero, constante en cada realización.
Los errores metodológicos de SNIS han sido provocados por la imperfección de la composición de la solución del sistema de las ecuaciones cinemática.
Entre los metodológicos tenemos a los errores de la determinación de las coordenadas y de la· velocidad del misil, condicionados por las simplificaciones de las fórmulas para la aceler��ió1_1 del campo gravitacional de la tierra; los errores relacionados con la simplificación de las fórmulas de transformación de las coordenadas debido al giro de la tierra etc.
Modelo de Error de SNI: Si nosotros definimos el vector e = ( eA., e.¡,, eA., e.¡,, axx, aey)
contiene los errores del SNl en longitud ( eA.,), latitud ( e.¡,,), sus derivadas ( e"-,e.¡,,), y el error
del acelerómetro (ax,ay), entonces el modelo del error para el SNl puede escribirse como:
e>.
o
o
o
o
o
e_,o
o
eó
o
o
o
o
o
e"o
o
e>.
o o
-Ko
-cose -sine e_,o
o
r::-·J
d = dt +
eó
o
o
o
-K -sine cose e., ·o
o
y a .,� o
o
o
o
o
o
a ., 1o
ª,
o
o
o
o
o
o
ayo
Donde:
Es dcox, dcoy son los incrementos de Brownían
G.1.2 NAVEGACIÓN CON GPS [2]
Sistema de referencia WGS84
El sistema de referencia en el cual todas las ecuaciones son escritas en el elipsoide WGS84 definida por los siguientes parámetros:
Parámetro a b
ffiE
µ
Valor Descripción
6.378.137, O M semi eJe mayor 6.356.752, 314 M semi eJe menor
7.292.115
*
10-11 rad.s-1 Velocidad' angular de la tierra 3.986.005, OE8 m3 s-2 Constante gravítacjonalConstelación GPS 24 satélites en 6 órbitas planas
4 satélites en cada plano Altura 22,200 km, 55° de inclinación
Constelación GPS NAVSTAR
El desarrollo comenzó el año 1973, el GPS NA VST AR reúne los sistemas Transit de la Marina de USA y Trimation de la Fuerza Aérea de USA.
Para el Sistema Trimation se requiere 4 unidades de satélites cada una deberá servirse de su propia estación terrena dos de los cuales se encontraron fuera de los Estad�s Unidos, para eliminar este fenómeno y con la finalidad de unir estos programas se comenzó a desarrollar el Sistema GPS NAVST AR. _En el desarrollo fueron involucrados 9 países miembros de la OTAN.
El sistema GPS NA VST AR incluye 24 satélites 8. de los cuales están en 3 planos
orbitales, para que en cualquier punto de la esfera terrestre se vea no menos de 4 satélites. Premisa:
(]) Los satélites del sistema fueron calculados para una existencia de 16 años y mas (2) Al comienzo tenían _patrones de tiempo de Rubidio, luego de Cesio que dan una estabilidad de 1 seg. en tres millones de años y por último generadores de cuarzo.
(3) Sistema de seguimiento de los satélites y pronostico de sus efemérides de apoyo se efectúa con ayuda del filtro de Kallman.
Las estaciones de control diariamente transmiten a cada satélite del sistema las efemérides pronosticadas y las señales de corrección de los patrones de tiempo
La altura de la órbita es de 20,183Km. (mas o menos 3 radios de la tierra). Las órbitas son circulares.
La estación principal de control se encuentra en Colorado Spring, Estado de Colorado - USA. Además se utilizan estaciones móviles de control.
El sistema puede funcionar independientemente durante 1 semana.
La señal del satélite contiene:
(1) La información sobre el estado del satélite
(2) La señal para los fines de sincronización durante la transmisión del código exacto al comercial.
(3) Las co�ecciones para el patrón de tiempo y los datos para los efemérides:
(4) Los parámetros de las correcciones sobre el retardo de la señal debido a la atmósfera. (5) La información sobre ele estado de los otros satélites
Datos de almanaque de una semana
Genera]mente usado para recibir, provee una aproximación buena y simple a la órbita de satélites en el sistemaWGS-84.
Almanaque de la semana 733 ID:
Health:
Eccentricity:
Time of Applicability(s):
01 000
3.4704208374E - 003 32768.0000
Inclinacion de la Orbital(rad): 0.9549714327
Rate of Right Ascen(rls): -7.8746138499E - 009
· SQRT(A) (MA 1/2):-- 5153.623047
Right Aseen at TOA(rad): l.4436991215E + 000
Argument of Peri ge e( rad}: · -::-¡.125461 102
Mean Anom(rad): - l.3702572584E + 000
AfO(s): -3.8146972656E - 006
Afl(sls): week:'#
-3.637978807 JE - O 1 2 733
Con estos datos en al ecuación de movimiento (A) usamos para la posición del satélite
GPS en su órbita en un tiempo t contado desde el inicio de la semana:
M(t) = Mo + n(t - t,)
Q{t) = 14) + fl{I - tq} - úJE{l - twcck)
ó(t) = ao + a 1 (t - tq}
Donde:
M (t), (M.) es anormalidad principal en e] tiempo t, (tq},
Q (t), (O) es e] nodo ascendente en el tiempo t, (tq), n es u/a3
, movimiento principal,
(A)
ta, es la-referencia dentro de Ja semana del GPS (segundos), twcck empieza con la semana de] GPS
Receptor GPS
(ENC: Equipo de Navegación del Consumidor)
En una unidad que acopla con el SNI, la primera tareas a realizar por el receptor GPS son los siguientes:
.Identificación de todos los satélites visibles con la posibilidad de elegir los mejores
cuatro satélites con la mayor dilución de precisión (GDOP),
Medición del pseudo-ranges satélite - receptor y decodificar el mensaJe de navegación
La entrega de datos al procesadores de navegación.
Estos valores son discutidos en las dos siguientes secciones:
1) Satélites visibles: Todos los satélites con ángulo de elevación 0 que se encuentran dentro de su mascara visible es considerado ser visible.·
2) Los pseudo - distancia: son mode]ados como la distancia verdadera entre el satélite y el receptor, atenuado por el error del tiempo y la propagación de la atmósfera:
Donde
(Xsi, Y si, Zsi) Coordenada del satélite
(Xm,Ym, Zm) Coordenada del receptor en el sistema de coordenada WGS-84, 6.Tr: el error tiempo,
6.01m el retraso de ]a propagación atmosférico convertido en 1a distancia a-to largo de la propagación, y
e es la velocidad de luz.
El receptor puede obtener sus coordenadas y ademas conocer los datos del efemérides�
En la simulación, estos datos se sustituyen 'por los datos del almanaque, y las coordenadas (Xm, Y m, Zm) se encuentra por la resolución de las ecuación siguiente para cada satélite visible:
[ � E(t)l v(t) = 2arctan V �tan2
\' p
=
A(l - €COSE),1.Xorbit
=
pcos(v + w) ¾rbit = psin(v + w)X
=
Xo,bit cos D -Yo,bit sinn
cos i Y = Xo,bit sin n + Yo,bit cos n cos iz
=
yorbil sin i.Métodos de Aplicación de GPS
En la actualidad se han desarrollado diferentes métodos de aplicación del GPS, los
principales de ellos son:
1- El Método Diferencial de Navegación (MDN) 2- El Método de Navegación Relativa (MNR)
3.1- El Método de Corrección de los Parámetros de Navegación (MCPN) del SNI con Ayuda del Receptor GPS en el sistema modular -independiente.
3.2- El Método de Corrección de los Parámetros de Navegación (MCPN) del SNl con ayuda del Receptor GPS en el sistema de integración.
1- El Método Diferencial de Navegación (MDN) al igual que el Método de Navegación Relativa (MNR) fue desarrollado para garantizar una aproximación de aterrizaje seguro de las aeronaves. Para realizar el MDN se requiere colocar el Receptor GPS, tanto en la aeronave como al término de la pista de aterrizaje. Además del Receptor GPS en la pista está enlazado con ayuda de medios geodésicos y forma parte de la así denominada Estación de Corrección (EC), que recepciona las señales del GPS de la Aeronave(AN), los procesa,
elabora la señal de error (señal de corrección) y lo transmite a la Aeronave. La ubicación de la EC y de la AN con eJ Receptor GPS satelital en un campo espacial limitado han permitido aumentar la exactitud de la determinación. de las coordenadas hasta 1- 3 m. La base del MDN es la formación de la diferencia de los conteos que le dio el nombre de
diferencial.
2.- El Método de Navegación Relativa (MNR) garantiza prácticamente la misma exactitud que el MDN. Los que están a favor del MNR afirman que con su ayuda se pueden alcanzar resultados más altos con un camino menos complicado. Una de las ventajas del MNR consiste en que no se requiere un enlace geodésico del lugar de ubicación Receptor GPS del aeropuerto y del transmisor unido a el. Cuando se utiliza en las F.F.A.A. este equipo puede ser lanzado al aire, después del cual se comienza a utilizar el equipo para garantizar una aproximación de aterrizaje exacta.
La desventaja sustancial del MNR es la necesidad de traqueo del Receptor GPS de tierra y de abordo de un mismo SAT ( Satélite artificial de ]a tierra)
Para una construcción modular - individua] del sistema de navegación se somete a un procesamiento integral de la información navegacional de salida del SN{ del receptor GPS. Durante esto en cada uno de los bloques del sistema se tiene un filtro del Kal1man, que elabora las coordenadas y la velocidad del AN.
Estos datos desde cada bloque se envían a la computadora de a bordo de objetivo general, donde se produce su procesamiento en el tercer fi1tro de Kallman, que elaboran las correcciones y la indicaciones del SNI, que al final de cuenta permite aumentar considerablemente la exactitud del cálculo navegacional del SNI. Para esta estructura del sistema la exactitud de la solución obtenida en gran medida depende de la exactitud de la sincronización temporal de -los procesos de procesamiento de datos en cada uno de los filtros.
En e] sistema de integra_ción el pseudoalcance y ]a velocidad de su variación que ingresan de] Receptor GPS se procesan en el único Filtro 1e Kallman sincrónicamente con la información que ingresa de los giroscopios y de ]os acelorómetros de] SNl La combinación de las mediciones (en dirección de los sensores de información primaria) y no los datos de navegación, da ]a posibilidad de modelar los errores mas adecuadamente, aumentar la exactitud de la mediciones y· por consiguiente la exactitud de determinación de ]as coordenadas del lugar de ubicación y de la velocidad del movimiento del misil.
3.- Como ·se muestran las investigaciones realizadas en los sistemas de control de abordo (SCA) de los misiles modernos es racional.
3.1.- El método de C·.)rrección de los parámetros de navegación (MCPN) de los SNI con ayuda del Receptor GPS en el sistema modular - individual.
3.2.-- E.lmétodo de corrección de los parámetros de navegación de los SNl con la ayuda
del Receptor GPS en el sistema de integración.
La comparación de estas variantes de MCPN muestra que:
a) La primera variante de construcción del sistema (o sea, la inte!:,rración a nivel de bloques) garantizando una alta exactitud de la navegación y tiene las siguientes -desventajas sustanciales.
- La elección de los coeficientes de amplificación del Sistema de Seguimiento del Portador (SSP) y del Sistema de Seguimiento del Retardo (SSR) del código se efectúa mediante los métodos de análisis de los esquemas en el campo de la frecuencia. Durante esto se hace la suposición sobre la
',
invariabilidad de las perturbaciones dinámicas y' de las magnitudes de los
errores, y esto en condiciones del perfil real de vuelo del misil no es posible realizar. El S3P y e] SSR no están relacionados uno con el otro, por esta razón ellos hacen el seguimiento de algunos componentes de modulación de la señal de --rádio.�- Esto limita la libertad de la síntesis para una indeterminancia a priori independiente de las condiciones de su trabajo (pérdidas de la constelación, regímenes con disrupcion de uso del Receptor GPS y etc.)
Los sistemas independientes del seguimiento que utilizan una información auxiliar del SNI, son dispositivos no óptimos de estimación, lo que puede provocar a la divergencia del Filtro de Kallman
b) La segunda variante de construcción del sistema, es decir la integración a nivel
de procesamiento de la información del Receptor GPS y el SNI, está privado de
l�s desventajas arriba señaladas. Este tiene las siguientes desventajas.
El aumento de la capacidad a las contra medidas electrónicas ( el valor umbral del potencial energética en la entrada del dispositivo receptor de radio se reduce aproximadamente en 2 veces, e] tiempo máximo necesario para la recuperación y la entrega de los parámetros de navegación después de la pérdida de la señal de radio se reduce en mas de 5 veces).
Los errores instrumentales de la determ.inación de la cuasi velocidad se reduce en 7 a 10 veces.
La reducción del tiempo de alejamiento de SCA y e] aumento de la .exactitud de la navegación de abordo al preaJineamiento del SIN.
La reducción del tiempo de búsqueda de la constelación de las naves espaciales es más de 5 veces cuando se tiene los almanaques del SAT y ]a posibilidad de trabajar con una constelación incompleta de la nave espacial.
. La garantía de la posibilidad de un guiado de alta exactitud del vehicufo al punto de apuntamiento en caso de fa11a del sistema de guiado final.
En base a lo descrito para utilizar en los SCA de los misiles 11t1odemos se recomienda la variante del SNJ de integración con el Receptor GPS.
En e] sistema de integración se unen aque1las cualidades positivas de SNI, como el bajo nivel de ]os ruidos propios i_que se encuentran en la región de alta frecuencia de la banda de filtración de las señales como las cualidades inherentes del Receptor GPS de alta exactitud de la medición iuna banda de filtración que se encuentra en la región de bajas frecuencias. La combinación-de estos sensores que se complementan mutuamente en un bloque único construido garantiza unas características más altas del sistema en general que en cada uno de e11os individualmente. Simultáneamente disminuye la masa total, las dimensiones, la potencia consumida.
Capítulo 2
\
INVESTIGACIÓN DE LA ESTRUCTURA DE LOS SISTEMAS DE NAVEGACIÓN INTEGRAL.
g.2. 1 - INTEGRACION GPS/SNI
g.2.2 ARQUITECTURA DE INTEGRACIÓN g.2.3 ALGORITMO DE INTEGRACIÓN
g.2.4 DIAGRAMA ESTRUCTURAL GENERAL Y RELACIONES DE INFORMACIÓN DEL SISTEMA DE NAVEGACIÓN DE INTEGRACIÓN.
g.2.5 COMPONENTES DEL SISTEMA INTEGRADO
g.2.1 Introducción a la integración de GPS/SNI [1],
141
EL Sistema del Posicionamiento Global (GPS) y los Sistemas de Navegación Inerciales (SNI) Tienen características operacionales complementarias. Una combinar de sus funciones en un sistema de navegación integrado produce un sistema superior a �úalquiera de los dos
actuando· independientemente. Sin embargo antes de tratar el tema debemos responder a
alguna interrogantes:
g.2.1.1 ¿Que beneficia la integración de GPS/SNI en la aplicación?
g.2.1.2 ¿Por qué emprendemos el costoso y complejos proceso de la integración. g.2.2 ¿Qué configuración de datos (la arquitectura de 1� integración) es apropiada?
En vuelo autónomo del SNTS provee la solución de los siguientes problemas.
La recepción y el procesamiento de las mediciones de los sistemas de información La modelación del sistema de navegación inercial sin plataforma (SNIS).
La integración del ·sNIS y el Receptor GPS con el método de fi1tración óptima en el nivel de procesamiento de los errores de las señales.
La "Pre alineación" �el SNTS en el proceso de vuelo.
El seguimiento del código de retardo y envolvifi!iento de las señales.
La formación de los parámetros de navegación según la ruta dada de vuelo del misil.
El auto control incorporado.
La entrega del la infonnación al consumidor.
Partiendo de las condiciones de uso del sistema de navegación es conveniente usar la siguiente concepción de la integración:
En la etapa de la preparación prelanzamiento el SNIS provee la solución de las
siguientes tareas principales:
La alineación y la calibración del SNIS.
La recepción de la información para garantizar la navegación según la carta dada. La recepción de la información y los cálculos preparativos para garantizar el trabajo
. · d�l Receptor GPS.
El autocontrol.
La formación de las comunicaciones sobre la preparación de prelanzamiento.
g.2.1.1. . LOS BENEFICIOS DE INTEGRACIÓN DE GPS/SNI
Cualquier sistema de la navegación complejo debe reflejar el juicio del diseñador
basado en los factores siguientes:
1) El costo
a) Desarrollo
b) Ciclo de vida
1 \
2) Los condiciones de la instalación del sistema en el vehículo. a) Volumen, peso, consumo de energía
b) Interfaces
3) Performance
a) Requerim_ientos del ambiente de la misión
b) La degradación de la confiabilidad
c) Las opcion�s P�!.ª mejorar el sistema
Los comentarios siguientes dan énfasis a las consideraciones de perfomance porque
es el área donde los beneficios de integración de GPS/SNI son más evidentes. Sin embargo,
el costo y factores de la instalación son a menudo decisiv0s.
El sistema de GPS proporciona Posición, Velocidad y Tiempo (PVf) a un usuario
con errores mas pequeños que de cualquier sistema de la navegación alternativo. Esta se
logra en todo tiempo, a cualquier hora del día y bajo las condiciones especificadas de
interferencia de radio - frecuencia, disponibilidad de satélites y dinámica del vehículo.
g.2.1.2 ¿Por qué nosotros emprendemos el costoso y complejo proceso de integrar un receptor GPS con cualquier otro sensor de la navegación y en particular con un SNI?
La meta de integración es proporcionar mayor robustez y mayor exactitud a la navegación.
En particular la integración puede ser la única manera de lograr a lo siguiente:
1)
2)
3) 4)
Mantener un nivel especifico de Performance de la navegación durante la no recepción de señal.
Proporcionar un completo seis grado. de libertad de la navegación (movimiento de translación y rotación) dando un rendimiento más alta que el GPS actuando solo.
Reduce el componente de error de azar en la solución del GPS.
Mantienen la disponibilidad de una solución de GPS en la presencia de la dinámica del vehículo e interferencia. El GPS de uso Civil esta sujeto a una
degradación de _exactitud
g.2.2 ARQúTIECTURA DE INTEGRACIÓN [1], [4]
Analizamos tres modos de integración GPS / SNI. El receptor de GPS y el SNI · son tratados como los sistemas de navegación independientes.
En las arquitecturas g.2.3. l y g.2.2.3,
El GPS proporciona posición, velocidad, y tiempo(P,V,T) El SNI proporciona posición, velocidad, y actitud (P,V,0)
En la arquitectura g.2.3.2
'
.
El GPS proporciona distancia y velocidad en la línea de vuelo(R, R)
El SNI proporciona variación de aceleración y velocidades angulares (ó V, ó0)
g.2:2.1. Modo des-acoplado
En esta arquitectura un receptor GPS y un SNI producen soluciones de la navegación independientes sin la influencia de uno al otro. La solución de la navegación integral se realiza por un procesador de integración externo que puede ser tan simple como un seleccionador o tan complejo como un multimodo Filtro de Kallman. Todos los buses de los datos son unidireccionales. En este modo basado en la independencia del GPS y las funciones de navegación del SNI. Los equipos pueden ser empaquetados físicamente en uno unidad; sin embargo, la funcionalidad todavía sería de arquitectura des-acoplada.
Los beneficios potenciales de integrar las soluciones de navegación del desacoplados del GPS y los SNI son:
l) Es más fácil, más rápido y potencialmente más barato cuando un SNI y GPS son ambos disponible.
2) Proporciona algunas tolerancia por falla de componentes de los Subsistemas.
3) Usa un procesador de integración tan simple como un algoritmo de selección puede proporcionar una ruta de navegación por lo menos tan exacto como disponible de un
SNI.
g.2.2.2. El .Modo acoplado flojamente ( Loosely coupled mode)
En esta arquitectura hay varios caminos de los �atos en el proceso de integración del receptor GPS y las salidas del SNI. En ésta arquitectura de navegación el GPS es el más importante para recibir el beneficio máximo de la integración.
a. La solución de navegación. El GPS generalmente emplea un Filtro de Kallman para medir las actualizaciones de PVT. Un GPS no se da cuenta de la aceleración directamente; debe usar estimaciones relativamente ruidosas de aceleración basadas en velocidad para una propagación del recorrido. La situación cambia dramáticamente cuando la solución de navegación de sistema se atrasa al realizar esa propagación. esta solución es muy exacta porque incorpora la base de datos del SNI en la aceleración. El filtro puede ponerse a punto para tener un tiempo más exacto, aumentando el promedio eficaz de cada medida de GPS.
b. La ayuda Inercial al GPS. La solución de navegación de un GPS aumenta significativamente cuando la solución inercial se usa para reducir la dinámica del vehículo. Esta solución puede aplicarse directamente desde el SNI al GPS, pero depende de las características del procesador de integración debido a lo siguiente:
1) GPS que rastrea los satélites debe ayudarse por la proyección de velocidad del vehículo a lo largo del línea de vuelo a cada satélite rastreado.
.
I
2) La conversión de las coordenadas inerciales a GPS se hacen en las coordenadas
de la línea de vuelo
3) Ejecutando la transformación de coordenada externa al SNI retiene el flexibilidad en la selección de equipo del SNI y evita la necesidad de desarrollar las interfaces GPS/SNI para cada aplicación. Sin embargo? esto eleva la dificultad para
obtención de los datos
c. Error estable de realimentacion en el SNIS. Los SNIS tienen los medios para corregir la posición y velocidad y para ajustar la alineación de su plataforma estable. El ajuste puede ser ejecutarse por una corrección matemática en el SNIS. En este caso el uso de-realimentacion puede mantener el error de navegación inercial a un nivel que su dinámic_a es modelada con precisión.
g.2.2.3. Modo acoplado herméticamente ( Tightly coupled mode)
En esta arquitectura difiere del modo flojamente acoplado en que el receptor de GPS y SNI se limitan a sus funciones de sensores. Ellos actúan con las fuentes de código de GPS y dimensiones del portador e indicaciones inerciales del SNI� variación de aceleración y variación de velocidad angular. La salida de estos sensores es un procesador de navegación que puede controlar un filtro de integración de alto orden.
En el modo de acople hermético, hay sólo una realimentacion del procesador de navegación. Se uso la velocidad como ayuda al GPS, También podrían usarse eficazmente la aceleración, No se necesitan los otros caminos usados en la arquitectura flojamente acoplado aquí los cómputos que involucran la navegación son inferior.
-P,V,8
SNI
Outputs
·�
FILTRO �
GPS P,V,T '
Pseudo-rango
Integración GPS/SNI modo des - acoplado
-
·--•.
P,V,8
SNI .
·- Outputs
FILTRO
--·
-P,V,T 1
GPS 1
1
Pseudo-rango 1
�--- 1
Unidad GPS/SNI modo de acople flojo
P,V,
-
- T,0P,V ,T,9 ;;
Ion, lat, Ve,Vn, ax,ay Ion·, lat, Ve,Vn, ax,ay
SNI
GPS
SNI Outpl.ts
Pseudo-rango
error estimado
SNI
g.2.3 ALGORITMO DE INTEGRACIÓN [1] , [4], [3]
Las opciones básicas para los algoritmos de integración GPS son g.2.3.1 La selección, con o sin realimentacion del SNI g.2.3.3 Filtro de ganancia fija.
g.2.3.4 Filtro tiempo variante.
Cada uno puede usarse con una u otra arquitectura, pero incrementa un filtro más complejo en relaciona directamente a la calidad de la información de la entrada.
g.2.3.1 La selección
Un algoritmo de selección escoge el GPS que indio� (PVT) como solución del sistema de navegación siempre que el GPS indique -que esta solución está dentro de los límites aceptables en su ex:.ctitud. Datos del SNI pueden ser usados por interpolación entre sucesivos datos del GPS. Durante las no recepciones del GPS, la solución del SNI extrapola de la última solución de GPS válida. (El proceso de obligar a la solución del SNI igualar a
·-:--la velocidad y/o ·-:--la posición del GPS).
_ g.2.3.2 La filtración
El problema general de la filtración intenta estimar el estado tiempo-variantes cuya evolución se caracteriza por las leyes conocidas de propagación que normalmente se toma para ser un sistema acoplado de ecuaciones diferencial lineales manejado por el ruido· blanco.
Los estado normalmente no pueden medirse directamente, pero ellos son medidos de mediciones que pueden hacerse simultáneamente en una serie de puntos distintos en tiempo. El filtro generalmente incorporará conocimiento de las estadísticas de las mediciones.
La posición y velocidad de un avión son ejemplos de cantidades que pueden escogerse cómo los estados en un filtro (éstos son llamados los estados de valor del filtro). Para valores de posición y velocidad, las ecuaciones de la propagación simplemente son las ecuaciones de movimiento del avión:, podrían agregarse los estados de aceleración (por otra parte la aceleración debe tratarse como "el ruido," manejando la derivada de la velocidad) .
.. · ELGPS indica la posición y velocidad son ejemplos· de dimensiones que podrían
procesarse por un filtro de integración.
Pae:.27
g.2.3.3 Filtro de Ganancia-Fija (Filtro Particular).
En �n filtro de ganancia fija (FP), las estimaciones propagadas se combinan con
nuevos datos usando ganancias predeterminadas. Las ganancias son fijas en el sentido que
ellos han estado a priori cargados en la memoria de la computadora, El filtro seleccione de
una lista corta de ganancias, en lugar de computarlas. refleja las incertiduinbre en la solución
y en las dimensiones.
,,,-Si el estado dinámico y su incertidumbre están limitadas, y hay variación despreciable de
ruido durante el intervalo de interés, puede ser que las ganancias del filtro óptimas no varíe
mucho durante la misión.
g.2.3.4 Filtro de Ganancia Tiempo-Variable (Filtro de Kallman).
En el Filtro de Kallman, se computan las ganancias donde cada dimensiones de
tiempo están disponibles. El Filtro de Kallman es una aplicación del recurso de un algoritmo
de error optimo de mínimos cuadráticos. Es óptimo en el sentido que da el equilibrio
.;.� ... correcto entre:
La dinámica del estado estimado ( el ruido del proceso),
Incertidumbre en l!i medición (medición del ruido),
La observabilidad del estados individuales (la.sensibilidad),
La actualización de N estados por las M dimensiones, presenta inconvenientes en la
manipulación de la matriz, la propagación de diferentes ecuaciones y memoria para guardar
las matrices. La tecnología actual puede manejar alrededor de 20 estados a la vez por
segundo en un procesador bastante cómodo.
Porque más de 100 son las fuentes de error pueden influir en la integración GPS/SNI.
g.2.3,5 Operación durante las no recepciones
Un receptor de GPS recibe a cuatro o más satélites para poner damos Posición,
Velocidad y Tiempo (PVT). Una no-recepción del GPS ocurre cuando menos de cuatro
satélites visibles están disponibles en un instante. Durante una no-recepción parcial o
completo, Por medio de software se puede continuar produciendo señal de navegación si se
tiene una de las opciones siguientes, aunque con la exactitud reducida:
1) Calcula la solución de las mediciones con algunas mediciones que son desconocidas
2) Incorpora mediciones de un sensor externo.
La no recepción puede ser que no rastrea más de cuatro satélites en un momento. Por
ejemplo, una antena de GPS montada encima de un avión verá sólo un número limitado de
satélites durante un giro escaJIJado y la dilución de precisión (DOP)
En un receptor de GPS auto�uficiente. , el procesador de la navegación lleva a cabo
normalmente un algoritmo de filtración lineal en que la solución de la navegación anterior se
propaga a la medida siguiente, la solución propagada es sensible a los errores en la
aceleración anterior eso cambia la verdadera aceleración durante el intervalo de la
propagación. Un sistema inercial mide el cambio de la posición muy precisamente en el
intervalo de no recepción del GPS.
g.2.4 Diagrama Estructural General y Relaciones de Información del Sistema de Navegación de Integración.
Partiendo del análisis de las condiciones táctico - técnicos y operacionales de uso de los
. misiles se eligió la composición instrumental siguiente del SN de integración.
Bloque Giro Inercial (BGI) I 1
Bloque de Procesamiento Primario del Receptor GPS (BPP-GPS) Computadora
Dispositivo de Intercambio DI
Las comunicaciones de información entre los bloques del SN de integración y también las
comunicaciones de información externa se muestran en la
figur¡'.
..,
Co m putadora
A
-Proyeccion de la � aceleracion lineal
aparente y de la Flujo de selecciones
aceleraciopn lineal de sel'lal BPP del equipo
BGI DI GPS
s
•
a
Dalos inicialers
1
1 1 Sei'iales de controlpara el SNIS y el
1
dequipo GPS a
d e 1 s 1 s t e m
1 a
Sistema de control dela
preparacion del
misil
g.2.5 Componentes del Sistema Integrado
La parte central del Sistema de Navegación (SN) es el Sistema de Computo (SC), compuesto de la computadora y del DI.
D_el BGI el SC obtiene las proyecciones de la aceleración aparente y de la velocidad
angular sobre los ejes unidos del misil
Del BPP-GPS al SC ingresa el flujo de las señales seleccionadas que contiene la información inicial para los algoritmos de procesamiento de las mediciones del Receptor GPS. Del SC al BPP-GPS ingresan las señales de control de los medios instrumentales del Receptor GPS.
Del sistema de control de preparación del lanzamiento del misil ingresan ia infonnación necesaria para_ la alineación inicial del SNI sin plataforma, los datos iniciales para el trabajo el Receptor GPS, las señales de control y los parámetros. de la Tarea de Vuelo (TV) cuyas composiciones dependen del tipo de misil en el cual se utiliza el SN.
GPS
R,Vr, GPS
Sistema de seguimeínto
Vrtraqueo
Traqueo del SS
- (+ dR, dVr Solucíon Integral del
,J
Calculo del Filtro de
R, Vr, SNIS � Kalman
j
XSNIS SNIS
--
( )+ Estímacion de los errores del SNSICapítulo 3
PROTECCIÓN DE PERTURBACIONES Y MODELO DE LOS ERRORES DEL SISTEMA DE NAVEGACIÓN INTEGRADO
g.3.1: Panorama breve del estado y de las perspectivas de desarrollo del Receptor GPS de los sistemas satelitales (GPS "Navstar" SNEV "Glonass" aplicable al
armamento controlado ( dirigido).
g.3.2 Lógica de pr_incipios de interacción del Receptor GPS-SNIS en el sistema de
navegación de integración. Fundamentación de los requisitos de la información de navegación.
g.3.3: Modelo matemático de los errores del Sistema de Navegación Integral Sin Plataforma SNIS.
g.3.4 Errores condicionales por la no sincronización de las medidas del Receptor GPS y de SNI Integral
g.3.1 Panorama breve del estado y de las perspectivas de desarrollo del Receptor GPS de los sistemas satelitales (GPS "Navstar" SNEV "Glonass" aplicable al armamento controlado (dirigido). [2 J, [3], [5)
El estado actual de los equipos de recepción GPS o equipo de navegación del consumidor (ENC), utilizados en la aviación civil y militar y también en la cohetería se caracterj.za por un intenso uso de la tecnología satelital. El uso a bordo del Receptor GPS conjuntamente con los Sistema� Inerciales permiten hacer el control de vehículos· más confiables y seguro.
Este enfoque permite darle al complejo una serie de nuevas cualidades de principio una de ellas es la creación de complejos integrales de Navegación Satelital e Integral, que permite darle nuevas cualidades:
1
a) La posibilidad de calibración de los sensores _del sistema de navegación inercial
(SNI) con los. del receptor GPS separando los errores sistemáticos; de posición,
velocidad, acelera�ión, posición angular y las velocidades angul.ares.
b) La posibilidad de alineación del SNI en movimiento durante 5 - 1 O minutos el SNI puede ser alineado en movimiento según los datos del receptor GPS.
c) La posibilidad de la esta�ilización del canal vertical del SNI. La infonnación sobre la altura del receptor GPS, puede ser utilizada para estabilizar el canal vertical del SNI.
d) El seguimiento de las señales de los satélites introduciendo la información de velocidad de los sensores inerciales. Esto garantiza un seguimiento estable durante unas pérdidas de coita duración del contacto de radio, aumentando la capacidad contra las medidas electrónicas de seguimiento,. reduce el tiempo de captura de las señales y el restablecimiento de la sincronización durante las pérdidas de la señal.
e) La posibilidad de navegar aun en una constelación incompleta de satélites
f) La ausencia de los errores de sincronización. La obtención de las mediciones del Receptor GPS y de los sensores del SNI pueden ser sincronizados en el m1smo tiempo. Esto elimina los errores debidos con la desincronización de las escalas de tiempo.
g) La instrwnentación de la Integración GPS/SNI reduce el costo y las características de masa-dimención de los sistemas de navegación. Y reducciones en: la alimentación eléctrica, los dispositivos de interface externos, el generador de apoyo y los relojes.
Solución del problema de determinación de las coordenadas del misil de alta dinamicidad ( misiles de crucero y balístico etc.) sin embargo no resuelve el problema completamente ya que durante las maniobras bruscas es posible una perdida de corta duración de la señales de los satélites que pueden provocar el descontrol del vehículo. El SNI esta libre de esto lo que para esta clase de vehículos no permitido.
Pal!. 33
·
-1
g.3.2 Lógica de principios de interacción del GPS/SNIS en el sistema de navegación de integración. Fundamentación de los requisitos de la información de navegación. [l ), [3)
En condiciones que requieren más altas exactitudes de la medición, de situación desfavorable de interferencia y al mismo tiempo de una alta dinámica del misil, los diseñadores GPS, tienen un problema contradictorio, la tendencia de reducir los componentes fluctuacionales de los errores de GPS exige el angostamiente de las bandas de los sistemas de seguimiento de los parámetros de radionavegación en el GPS, al mismo tiempo que la alta dinámica del misil no permite alcanzar esto sobre todo en las regiones de maniobra del misil. El uso de los datos del SNIS que es medidor directo de la dinámica, puede llevar a la solución de este problema.
El aumento de la exactitud durante la integración de GPS y del SNIS está basado en primer lugar en la posibilidad de la supresión del componente fluctuacional de los errores en la solución integral debido al uso de datos inerciales y a su vez en la evaluación de los componentes sistemáticos de los errores de los SNIS con ayuda del GPS con la finalidad del descarte y calibración del SNIS.
La magnitud de la ganancia obtenida se determina por la composición especial de los errores del GPS y del SNIS, en primer lugar de los porcentajes de los componentes fluctuacionales incluyendo a los dinámicos en los errores de las mediciones del GPS y por la pequeñez de los mismos componentes en las mediciones del SNIS.
Las posibilidades del aumento de la exactitud en el Sistema de Integración (SDI) se determina por aquellos aspectos de integración como son:
El usó de los datos del SNIS sobre la dinámica del portador cuando se resuelve el problema de navegación y con la finalidad de la adaptación de los algoritmos del GPS al nivel de acción de la dinámica.
La posibilidad de usar los datos del GPS para corregir los resultados del cá1culo de las coordenadas en los SNIS.
La posibilidad de realizar una prealineación más exacta del SNIS, según los datos del GPS ya después del inicio del movimiento del portador y como consecuencia el aumento de la exactitud del cálculo de los sensores autónomos.
-EJ uso de los datos del SNIS sobre los componentes de las aceleración que actúan a lo largo de los ejes de la unidad, para reducir la influencia de la "sensibilidad -g" del generador de apoyo GPS sobre las características de exactitud.
La integración del GPS y del SNIS en una serie de posibilidades adicionales en el aumento de la capacidad del trabajo del si�tema de integración y provoca la conservación de las posibilidades de la determinación de alta exactitud, inclusive cuando esto no es posible con ayucla de cada uno de los subsistemas individualmente. Esto puede ser alcanzado gracias a:
La posibilidad del--"·seguimiento" de las señales de los satélites individuales cuando no se tiene su recepción fisica, por ejemplo debido al ensombrecimiento cuando varía la orientación del portador o en condiciones de la supresión por las interferencias y cómo consecuencia la reducción del tiempo de colocación y restablecimiento del contacto de radio con las señales.
El uso del SNIS, como almacenador de las coordenadas durante la ausencia por_
algún motivo de la posibilidad de la determinación del lugar según las señales del GPS.
En el proceso de trabajo conjunto del GPS y del SNIS las mediciones del GPS que contienen los errores acumulados pueden ser utilizados para evaluar los errores de cálculo del SNIS.
Las evaluaciones de los errores de cálculo de los parámetros de navegación dR pueden ser representados en la forma.
dR = Rs(SNIS) (t1) -R(GP�') (t2) = dR(SNIS) + dRct1-t2) (t¡ - t2) -dRcGPS)
Está claro que conjuntamente con la minimización de �GPS) es un problema,
es llevar las mediciones en diferentes momentos del GPS y del S1'1"1S a un momento de tiempo con la finalidad de minimizar el �tl-t2)- El camino más evidente durante
esto es la desincronización total de las escalas temporales del GPS y del SNIS y la obtención de las mediciones en momentos coincidentes del tiempo. Durante esto
�t1-t2) = O y la exactitud de la estimación de los errores de cálculo se determina
solamente por �GPS)
La integración de los datos del SNI y del GPS en el sistema de navegación de integración puede realizarse por varios métodos.
La introducción de los datos sobre la dinámica del misil directamente a los circuitos de los sistemas de seguimiento de la señal en el ENC.
La introducción de los datos sobre la dinámica del misil al filtro de navegación del ENC.
La evaluación de los componentes de los errores específicos del SNIS en el filtro específico con el uso de datos ENC.
El primero de los métodos enumerados de integración con lleva consigo a considerables gastos de cálculo y también exige altos requisitos en la sincronización entre las mediciones del SNIS y del GPS, y la velocidad del intercambio de información del GPS -SNIS (decenas de Hertz), lo que provoca prácticamente al requisito de la creación de un sistema
fuerte de integración con una escala de medición única y un sistema del cálculo común. Sin embargo en condiciones de alta dinámica y de fuertes interferencias este sistema va a trabajar mejor y puede proveer la operatividad inclusive en condiciones durante los cuales el trabajo autónomo del GPS llegue a ser imposible.
Debido a que cuando se usa este tipo de integración el sistema base prácticamente es el GPS, cuando no hay la recopilación necesaria de las mediciones del GPS, es posible la tra�mis_ión al régimen de cálculo parcial del GPS, según los datos del SNIS.
El segundo método, conjuntamente con el aumento de la exactitud de las determinaciones de navegación, es cómodo para la realización de un cálculo total o · parcial de las coordenadas según los datos del SNIS y el seguimiento de las señales del GPS en condiciones periódicamente se interrumpe por motivo del empeoramiento de la situación de interferencia o de la pérdida de visibilidad de algunos satélites. Cuando se usa en el GPS por ejemplo de la información sobre las aceleraciones del vehículo, -los requisitos a la sincronización se reducen. La frecuencia del intercambio de la información GPS-SNIS durante este coincide con la frecuencia de la solución del problema navegacional en el GPS. Sin embargo dicha estructura puede llegar a ser poco operativa en condiciones de una acción simultánea de las interferencias fuerte dinámica.
El tercer método es simple en la realización, sin._ embargo también se requiere una
sincronización suficientemente exacta de las mediciones de GPS-SNIS, y además se tiene una sensibilidad a las fallasen las mediciones del GPS. Cuando no se tienen las mediciones del GPS los errores del SNI van a crecer rápidamente.
El cuarto método requiere la realización de un algoritmo relativamente complicado del
tipo de filtro Kallman con la evaluación conjunta de los parámetros de las coordenadas y de los parámetros específicos del SNIS haciendo notar que su concepción puede ser diferente para diferentes tipos y clases de SNIS.
Como mediciones en este filtro servir para las diferencias entre los Pseudo-distancias medidas y sus estimaciones obtenidas según los resultados del cálculo en el SNIS. La exactitud del cálculo en este sistema en caso de que no baya corrección en el GPS se conserva mejor, la sensibilidad a la falla única en las mediciones se reduce. Sin embargo existe el peligro de la aparición de una correlación mutua entre los errores del GPS y del SNIS que lleva a una inestabilidad. Los requisitos a la sincronización se conservan.
La frecuencia exigida del intercambio en el tercer y cuarto método de integración es
pequeña y generalmente es. del orden de 1 Hz .
Un sistema fuertemente integrado GPS-SNIS posee una serie de ventajas considerables:
Se hace más fácil la organización de las mediciones sincronizadas.
Se reduce los gastos instrumentales y de cálculo en la organización de
intercambio de información.
La reducción de escalas temporales.
Es posible también la combinación de uno u otro tipo de integración.
Partiendo de las condiciones de uso del·--SI es conveniente utilizar la concepción de
integración con el empleo del primer y cuarto método de integración de los datos con una
simultánea adaptación de medidas contra la inestabilidad en el trabajo del Sistema de
Integración.
Para sincronizar todos los procesos de procesamiento de los dato.s se puede utilizar la
señal de la marcación del tiempo, formado por un receptor GPS y utilizado por el sensor del
SNIS en calidad de escala de medición principal y por el calculador en calidad de señal
integradora de la integración externa.
Sin embargo durante la realización práctica de tal sistema de integración
inevitablemente aparecen dificultades organizacionales muy grandes durante el desarrollo de
los algoritmos.
Considerando lo expuesto arriba, cuando se elige la concepción final de
construcción de SI no se debe desechar los métodos simples de integración de los datos del
GPS y SNIS, por ejemplo la combinación del segundo y tercer método, la introducción de
datos sobre la dinámica del misil en el filtro de navegación del GPS y la descripción
periódica de los errores del SNIS según los datos del GPS.
Según este esquema se han creado todos los SI conocidos.
