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En profundidad a) b) Fig. 4. a) Esquema de filtrado débil. b) Esquema de filtrado fuerte. (Fuente: propia). giróscopo), se añade una realimenta-ción que corrige los errores asociados a la deriva temporal de las medidas de ambos sensores. Sin esta realimenta-ción, la hipótesis implícita en el EKF acerca de la linealidad durante cada paso temporal de aplicación del algo-ritmo podría no cumplirse, llevando a la divergencia de la solución 2. En esta ocasión, se ha usado el lla-mado filtrado fuerte (figura 4b). En ese filtrado el INS y el GNSS se reducen a una función de “puro sensor”. Usan-do los mismos sensores inerciales, y el mismo receptor GNSS, la solu-ción del filtrado fuerte casi siempre es mejor que la proporcionada por un filtrado débil 4. El GNSS aporta los pseudorangos y la medida del Doppler de cada satélite, mientras que los gi-róscopos y acelerómetros aportan la velocidad angular y la aceleración res-pectivamente. Además, en este caso, el sistema de navegación no requiere una solución completa del posiciona-miento GNSS para apoyar “ayudar” al INS. Aporta información al filtro, aunque se tengan menos de cuatro satélites a la vista 2, lo que mejora la robustez del sistema de navegación, y esto constituye una de las mayo-res ventajas respecto al filtrado débil. Asimismo se eliminan los problemas asociados de usar la solución de un filtro de Kalman como entrada para otro 5. A los estados de ambos tipos de fil-trado, a su vez, se les pueden añadir las componentes correspondientes a los errores de los sensores. Ya que estos errores son estimados con cada nueva iteración, e incluidos durante el pre-procesamiento, permiten mejorar la calidad de las medidas enviadas al filtro. Dada la no linealidad de las ecuaciones, el EKF es prácticamente un estándar, aunque actualmente se investiga con filtros no lineales como el UKF (Unscented Kalman Filter) o el filtro de partículas 6. Otra de las ventajas de la integra-ción fuerte, es que, llegados a este punto, es más sencillo dar el salto tecnológico a la llamada “ultra tight integration”. Esta última integración añade, en forma de realimentación, la solución de alto ancho de banda pro-porcionada por el INS como ayuda al bucle de seguimiento del GNSS. Esto permite reducir el ruido, y aumentar la capacidad del receptor GNSS para engancharse al satélite, de forma que se reduce considerablemente la posi-bilidad de jamming 4 Resultados y discusión La problemática asociada a realizar medidas en entornos de alta diná-mica es doble. Por un lado hay que encontrar sensores capaces de aguantar las grandes aceleraciones iniciales (en torno a los 50 g), así como realizar una medida adecuada una vez pasada la aceleración ini-cial seguida de la deceleración (en torno a los 20 g) cuando se agota el motor cohete. Hasta hace poco en-contrar sensores de calidad táctica con estas características era difícil y bastante costoso. Sin embargo, en la actualidad, con los sensores MEMS (Micro-Electro-Mechanical Systems) esto está prácticamente resuelto 7. Por otro lado, se necesita un receptor GNSS que sea capaz de responder a esta dinámica sin perder señal. Los receptores comerciales de propósito general, incluso de la gama más alta, continúan por el momento limitados para la realización de estas tareas. Ello obliga a recurrir a receptores “ad hoc”, 8 o a desarrollos complejos desde las etapas de más bajo nivel 9. En el Área de Misiles del INTA se ha trabajado en la simulación de vuelos de munición, con el fin de encontrar un algoritmo que permita, mediante hibridación fuerte, obtener una tra-yectoria hacia el objetivo con un error de centímetros. Como ejemplo para ilustrar los pro-blemas del filtrado débil, en la figura 5a) se han recogido casos obteniendo los datos de vuelos reales. Los test se realizaron en el laboratorio de guiado del INTA con un receptor comercial y un simulador de señal GNSS. El re-ceptor, se trataba de un modelo M8T del fabricante “UBLOX”. El simulador GNSS con el que se cuenta es un modelo GSS8000 de la marca “SPI-RENT”. La figura 5a) muestra la trayectoria seguida por el proyectil mientras que la figura 5b) muestra el error del re-ceptor GNSS. La trayectoria se trata de un lanzamiento con un ángulo de 800mils y con la dinámica característi-ca ya comentada anteriormente. En la figura 5a) se comprueba que durante la fase intermedia del vuelo, el recep-tor GNSS pierde “fix”, siendo incapaz de proporcionar solución de navega-ción. En esta fase el dispositivo está sometido a 50 g y la pérdida de señal Boletín de Observación Tecnológica en Defensa n.º 58. Tercer trimestre 2018 17


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