CZ201011A3 - Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace - Google Patents
Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace Download PDFInfo
- Publication number
- CZ201011A3 CZ201011A3 CZ20100011A CZ201011A CZ201011A3 CZ 201011 A3 CZ201011 A3 CZ 201011A3 CZ 20100011 A CZ20100011 A CZ 20100011A CZ 201011 A CZ201011 A CZ 201011A CZ 201011 A3 CZ201011 A3 CZ 201011A3
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- output
- pressure sensor
- differential pressure
- differential
- input
- Prior art date
Links
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 14
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 11
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract description 8
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 3
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 3
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical group [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000009530 blood pressure measurement Methods 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000007670 refining Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
- G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Navigation (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Systém je tvoren prvním diferenciálním senzorem (1) tlaku, jehož jeden vstup je pripojen pomocí prvního tlakového prívodu (2) k prvnímu snímacímu místu (3) telesa (4) a jehož druhý vstup je pripojen pomocí druhého tlakového prívodu (5) k druhému snímacímu místu (6). Výstup prvního diferenciálního senzoru (1) je pripojen pres zesilující element (7) na vstup analogove digitálního prevodníku (9), jehož výstup je spojen s mikroprocesorovým systémem (10). Ten je tvoren vzájemne propojenými bloky, a to blokem (11) vstupu, výpocetní jednotkou (12), pametí (13) a blokem (14) výstupních obvodu a je spolu s celým systémem merení napojen na blok (15) distribuce napájení propojený s externím zdrojem napájení. První výstup (17) mikroprocesorového systému (10) je pripojen na zobrazovací prístroj (18). První snímací místo (3) a druhé snímací místo (6) jsou umístena symetricky vzhledem k težišti telesa. Mikroprocesorový systém (10) je opatren druhým výstupem (19) pro ovládání externích zarízení.
Description
Předkládané řešení se týká systému pro měření náklonů tělesa v prostoru pro orientační a navigační účely, který koriguje nepřesnosti systémů inerciální navigace. Využívá se zde znalosti umístění senzorů a změřeného rozdílu tlaků, který vyplývá z vlastností zemské atmosféry. Metoda, kterou systém pracuje, se obzvláště hodí v oblasti zpřesnění údajů z inerciálních senzorů malých letadel.
Dosavadní stav techniky
Letadla, která se pohybují v atmosférickém obalu země, určují svoji orientaci v prostoru, tzv. polohové úhly, tj. podélný sklon, viz obrázek 1A, a příčný náklon, viz obrázek 1B, na základě vizuálních podnětů při tzv. letech za viditelnosti nebo na základě signálů z přístrojů při tzv. letech podle přístrojů. Pro určení orientace v případě letů za viditelnosti pilot používá k orientaci čáru horizontu, podle které udržuje letadlo v požadované orientaci. V případě letů podle přístrojů je čára horizontu zobrazena jedním z přístrojů na palubní desce. Informace o náklonech letadla je měřena pomocí snímačů, které trvale monitorují zrychlení, tzv. akcelerometry, a úhlové rychlosti ve všech třech osách letounu. Jednotce měřeni orientace v prostoru se říká gyroskop nebo jednotka inerciální navigace. V praxi se používají systémy založené na optickém principu, na principu setrvačnosti rotující hmoty a pohybu hmotnostního elementu po dráze. Systémy založené na principu rotující hmoty, tedy mechanické gyroskopy, trpí problémy, které souvisejí s rotující mechanickou částí měřicího systému. Tyto přístroje jsou mechanicky náročné na výrobu a údržbu, tudíž a nákladné. Systémy založené na optickém principu využívají pro určení úhlové rychlosti interference světel generovaných zdrojem záření při průchodu optickou cestou různé délky. V praxi jsou označované jako laserové gyroskopy, které jsou velmi přesné a veimi nákladné.
V poslední době hojně vyvíjené a levné mikromechanické systémy označované MEMS pracují na principu, který využívá pohybu hmotnostního elementu na pružném ramenní, který je vytvořený v křemíkové struktuře. Pohyb hmotnostního elementu je snímán různými principy, například jako změna kapacity mezi elektrodami. Bohužel přesnost tohoto systému není dostatečná pro navigační aplikace a velmi závisí na faktorech okolního prostředí, např. teploty. V případě použití těchto senzorů v jednotce inerciální navigace dochází časem nezanedbatelnému driftu výstupní hodnoty, kdy měřený údaj pomalu přechází na nesprávnou hodnotu vlivem nepřesností výroby senzorů, měffcího řetězce a výpočetního systému jako je např. numerická integrace dat. Tato nepřesnost se začne projevovat v době řádu desítek minut.
Podstata vynálezu
Výše popsané nedostatky inerciálních systémů jsou odstraněné systémem pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace na základě měření náklonů tělesa v atmosféře, které je zatížené stále stejnou chybou měřeni.
Podstatou nového systému je, že je tvořen prvním diferenciálním senzorem tlaku, jehož jeden vstup je připojen pomocí prvního tlakového přívodu k prvnímu snímacímu místu tělesa a jehož druhý vstup je připojen pomoci druhého tlakového přívodu k druhému snímacímu místu. Výstup tohoto prvního diferenciálního senzoru tlaku je připojen přes zesilující element na vstup analogově digitálního převodníku, jehož výstup je spojen s mikroprocesorovým systémem. Tento mikroprocesorový systém je tvořen vzájemně propojenými bloky, a to blokem vstupů, výpočetní jednotkou, pamětí a blokem výstupních obvodů a je spolu s celým systémem měření napojen na blok distribuce napájení, propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení. První výstup mikroprocesorového systému je připojen na zobrazovací přístroj. První a druhé snímací místo jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa. Mikroprocesorový systém je rovněž opatřen druhým výstupem pro ovládání externích zařízení.
V jednom výhodném provedení má mikroprocesorový systém první výstup zároveň propojen s korekčním blokem kam je připojen i výstup systému inerciální navigace. Tento korekční blok opatřen rozhraním zpřesněných údajů inerciálního systému.
V jiném výhodném provedení systém obsahuje druhý diferenciální senzor tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního a druhého tlakového přívodu než vstupy prvního diferenciálního senzoru tlaku. Zesilující element je v tomto případě realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož invertující vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru tlaku a na jeho neinvertujíci vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru tlaku.
Výhodné rovněž je, jsou-li vstupy prvního a druhého diferenciálního senzoru tlaku k prvnímu a druhému tlakovému přívodu připojeny přes tlakový přepínač, který je připojen na druhý výstup mikroprocesorového systému.
Výhodou navrženého systému je měření náklonu letounu zcela odlišným způsobem, než jaký je v současné době běžně používaný. Systém umožňuje měření náklonu tělesa v atmosféře, které je zatížené stále stejnou a v čase nerostoucí chybou, která není dále znásobena vlivem integrace ve výpočetním systému. Z popsaných důvodů je možné navržený systém použít jako korekční člen výstupů levných senzorů inerciální navigace.
Přehled obrázků na výkresech
Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace a jeho funkce jsou dále popsány pomocí přiložených výkresů. Na obr.1 A a 1B jsou uvedeny příklady umístění měřicích míst a další údaje pro realizaci měření u letadla, přičemž obr.1A znázorňuje podélný sklon letadla a obr.1B jeho příčný náklon. Na obr.2 je uvedeno blokové schéma zapojení měřicího systému. Obr.3 ukazuje závislost tlakové diference vztažené na jeden metr a na výšku nad povrchem země.
Příklady provedení vynálezu
Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace podle příkladu uvedeného na obr.2 je tvořen prvním diferenciálním senzorem 1 tlaku, který je jedním svým vstupem připojen pomocí prvního tlakového přívodu 2 k prvnímu snímacímu místu 3 tělesa 4, kterým je zde letadlo. Druhý vstup prvního diferenciálního senzoru tlaku 1 je připojen pomocí druhého tlakového přívodu 5 k druhému snímacímu místu 6 a jeho výstup je připojen přes zesilující element 7 pomocí vodiče 8 na vstup analogově digitálního převodníku 9. Výstup analogově digitálního převodníku 9 je spojen s mikroprocesorovým systémem 10. Mikroprocesorový systém 10 tvoří vzájemně propojenými bloky, a to blok 11 vstupů, výpočetní jednotka 12, paměť 13 a blok 14 výstupních obvodů a je spolu s celým systémem měření napojen na blok 15 distribuce napájení výstupem 25, propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení 16. Podrobné propojení napájení není pro lepši přehlednost na výkrese uvedeno. První výstup 17 mikroprocesorového systému 10 je připojen na zobrazovací přístroj 18. První snímací místo 3 a druhé snímací místo 6 jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa 4 a mikroprocesorový systém 10 je opatřen druhým výstupem 19 pro ovládáni externích zařízení. Takto vypadá základní provedení systému. Na obr.2 jsou ale naznačeny i možnosti jeho úpravy. Jednou z nich je, že mikroprocesorový systém 10 má první výstup 17 zároveň propojen s korekčním blokem 20 kam je připojen i výstup systému inerciální navigace 21. Korekční blok 20 opatřen rozhraním 22 zpřesněných údajů inerciálního systému.
Další modifikací systému je, že je zařazen druhý diferenciální senzor 23 tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu 2 a druhého tlakového přívodu 5 než vstupy prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku. Zesilující element 7 je v tomto případě realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož ínvertující vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a na jeho neinvertujíci vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku.
Další možností úpravy systému je, že vstupy prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku jsou k prvnímu tlakovému přívodu 2 a k druhému tlakovému přívodu 5 připojeny přes tlakový přepínač 24, který je připojen na druhý výstup 19 mikroprocesorového systému 10.
Podstatou měření je úbytek atmosférického tlaku vzduchu v závislosti na výšce, a to, že těleso 4, v daném příkladě letoun, je složený ze symetricky umístěných prvků, které v průběhu letu zrcadlově mění polohu vůči těžišti letounu. Například v případě zatáčení letadla je konec křídla na vnitřní straně zatáčky umístěn zaifinco pod bodem těžiště,/kdežto křidlo na druhé straně je vyvýšeno nad těžiště. V tomto náklonu vzniká mezi body na koncích pravého a levého křídla délková a také tlaková diference ve vertikální rovině Pro tento případ platí, že vertikální vzdálenost je tím větší, čím větší je délka křídla a náklon letadla. Metoda měření náklonu využívající principu měření rozdílu tlaků v různých částech konstrukce letounu diferenciálním senzorem se opírá o fyzikální vlastnosti atmosféry, které jsou popsány rovnicí:
r
| fl.r -1 | |
(1)
Kde H je výška měřená od vztažné úrovně p(0) [m], p(0) je atmosférický tlak odpovídající vztažné úrovni [kPa], p(H) je atmosférický tlak odpovídající výšce H [kPa],
To je absolutní teplota v nulové výšce MSA [K], τ je koeficient teplotní závislosti pro výšky 0*11 km podle MSA [K m ] a
R je upravená plynová konstanta pro vzduch podle MSA [m K'1].
Metoda měření náklonu využívající principu rozdílu tlaků v různých částech konstrukce letadla vychází z předpokladu, že je tlakový profil vzduchu v oblasti tvořené nejvzdálenějšími body konstrukce letadla, v jednotlivých výškách konstantní, viz rovnice (1) a Obr.lA, 1B. Na základě rovníce (1) byla stanovena závislost tlakové diference vztažené na jeden metr a na výšku nad povrchem země, která je zobrazena na Obr. 3. Z obrázku Obr.3 vyplývá, že tlaková diference na úrovni hladiny moře je přibližně 12!Pa/4R=| a 7 Pa/1m ve výšce 5 km. Jedná se tedy o hodnoty, které jsou měřitelné senzory s malým rozsahem.
V průběhu letu mění letoun svoji polohu v prostoru a různé body jeho konstrukce se dostávají do poloh symetricky umístěných k těžišti. Tyto body slouží jako vstupy měřícího systému, který měří okamžitou diferenci tlaku na vstupech, podle které je možné rozlišit náklony letadla, viz obrázek č. 1A i 1B.
Hodnotu závislosti výstupního napětí na úhlu natočeni letadla je, podle Obr. 1A, možné popsat rovnicí (2), která závisí na úhlu a a vzdálenosti bodů ζ. Situace na obrázku Obr.lB je možné popsat analogickou rovnicí pro úhel β a vzdálenost .
sin(a).áLÁ1 ' 7 ΔΡ (2)
Kde Umil je výstupní napětí měřené na senzoru tlaku senzoru [V],
ΔΖζ, je změna tlaku odpovídající výšce 1m [Pa], la je vzdálenost symetricky umístěných měřících vstupů [m], a je úhel natočení letadla od roviny procházející těžištěm letadla a vodorovné vzhledem k zemskému povrchu [°],
Ač/jenj ie výstupní rozsah napětí diferenciálního senzoru [V] a
ΔΡ,Π„^ ίθ rozsah tlaků měřených diferenciálním senzorem [Pa],
Měřící systém je založený na principu snímání diference tlaků podle Obr.1. Systém využívá prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku, který je zapojený v letadle v příkladu zapojení podle obrázku č. 2. Obrázek č. 2 definuje snímací systém, který je vybaven dvěma vstupy měřeného tlaku a na výstupu dává napěťový signál úměrný náklonu letounu.
Přesnost snímacího systému lze zvýšit použitím dvou senzorů, prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku, jejichž vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu 2_a druhého tlakového přívodu 5. V případě, že se bude měřit diferenciální napětí mezi výstupy prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku je výsledkem dvojnásobná amplituda výstupního signálu. Matematicky lze popsat změnu výstupního napětí oproti referenčnímu tlaku rovnicí (3) a analogicky pro druhý senzor rovnicí (4). Odečtením rovnic (3) a (4) se dostane výsledná změna výstupního napětí senzoru, která je úměrná čtyřnásobku změny tlaku mezi referenční úrovní a méřřcím vstupem.
(3) (4) (5)
AU. = /(ΡηΕ,, +^- f(PREF^ = 1. f (Δ?) . = - (/ PW + ΔΡ) - / (PREF - ΔΤ5)) = -2 f (\P) Δ(/μ -Δί/,-Δί72 =2·/(ΔΡ) + 2·/(ΔΡ) = 4-/(ΔΡ)
Přesnost měřicího systému lze ještě zvýšit přepínáním prvního tlakového přívodu 2_a druhého tlakového přívodu 5 na první snímací místo 3 a druhé snímací místo 6 v prvním případě a na druhé snímací místo 6 a první snímací místo 3 v druhém případě. Při přepínání dochází k prohozeni prvního snímacího místa _3_a druhého snímacího místa 6 mezi sebou pomocí tlakového přepínače 24. Pomocí tlakového přepínače 24, který je ovládán výstupem 19 mikroprocesorového systému 1^ lze změřit hodnotu signálu pro dvě navzájem opačné polohy natočení letounu. Průměr z takto změřené hodnoty dává aktuální hodnotu úhlu natočení, ve kterém nejsou uplatněny další vlivy, například drift výstupního signálu, které působí na snímací element senzoru.
Výstupní signál prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku je možné popsat rovnicí (6) analogicky lze výstupní signál druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku popsat rovnicí (7). Průměr obou hodnot, viz rovnice (8), je po dosazení rozepsán v rovnici (9). Výsledná hodnota popsaná rovnicí (10) je nezávislá na ofsetech jednotlivých senzorů a udává výstupní hodnotu napětí, které je úměrné náklonu tělesa.
(Λ.,, =/(4·/(ΛΡ))+υ<„,,+σ<„,1
V....(-4 f(Af+ _ oufl (8) coireeted +V,„aí -(/(-4./(^)) + //,,,,, + rarrected q ' 1
f)Ul 2
U.._ u,.„ (6) (7) (J
Olit (10)
Pro měření výstupního signálu z prvního diferenciálního senzoru 1 a z druhého diferenciálního senzoru 23, je použit diferenciální zesilovač 7 jehož analogový výstup je vodičem 8 je analogově-digitálním převodníkem 9 převeden na číslicový signál, který je dále blokem vstupů 11 mikroprocesorového systému 10, zpracován za použití výpočetní jednotky 12 a paměti 13. Blok 14 výstupních obvodů slouží k úpravě signálu pro ovládání tlakového přepínače 24 a k úpravě signálu na fyzické vrstvě prvního výstupu 17 mikroprocesorového systému 10, která přivádí zpracovanou hodnotu náklonu tělesa 4 na zobrazovací přístroj 18 umístěný na palubní desce tělesa 4 a na korekční blok 20, který zároveň přijímá signál systému inerciální navigace 21 a na výstupu tvořeném rozhraním 22 poskytuje signál korigovaný o chyby způsobené časovou nestabilitou snímačů použitých v systému inerciální navigace 21. Mikroprocesorový systém 10 na základě znalosti polohy voliče tlakového přepínače 24 a změřené hodnoty výstupního signálu analogově digitálního převodníku 9 vypočítá aktuální hodnotu náklonu, která je dále přenášena prvním výstupem 17 mikroprocesorového systému W.
Průmyslová využitelnost
Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace podle uvedeného řešení nalezne uplatnění především v oblasti malých letadel, kde Česká republika patří mezi největší výrobce a vývozce malých letadel na světě. Systém umožní korekce driftu levných systémů inerciální navigace. Tyto korigované jednotky inerciální navigace by následně zvýšily bezpečnost letu letadel, bezpečnost pilotů a bezpečnost lidí a majetku na zemi. Metodu je možné nasadit pro zpřesnění inerciálních systémů, které se pohybují v atmosféře, v oblasti výšek od 0 do přibližně 5 km.
Claims (4)
1. Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace;vyznačující se tím, že je tvořen prvním diferenciálním senzorem (1) tlaku, jehož jeden vstup je připojen pomocí prvního tlakového přívodu (2) k prvnímu snímacímu místu (3) tělesa (4) a jehož druhý vstup je připojen pomoci druhého tlakového přívodu (5) k druhému snímacímu místu (6) a jehož výstup je připojen přes zesilující element (7) vodičem (8) na vstup analogově digitálního převodníku (9), jehož výstup je spojen s mikroprocesorovým systémem (10), který je tvořen vzájemně propojenými bloky, a to blokem (11) vstupů, výpočetní jednotkou (12), pamětí (13) a blokem (14) výstupních obvodů a jenž je spolu s celým systémem měření napojen na blok (15) distribuce napájení pomocí výstupu (25), propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení (16), a první výstup (17) mikroprocesorového systému (10) je připojen na zobrazovací přístroj (18), přičemž první snímací místo (3) a druhé snímací místo (6) jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa a mikroprocesorový systém (10) je opatřen druhým výstupem (19) pro ovládání externích zařízení.
2. Systém podle nároku vyznačující se tím, že mikroprocesorový systém (10) má první výstup (17) zároveň propojen s korekčním blokem (20) kam je připojen i výstup systému inerciální navigace (21), kde je tento korekční blok (20) opatřen rozhraním (22) zpřesněných údajů inerciálního systému.
3. Systém podle nároků 1 nebo 2 z vyznačující se tím, že obsahuje druhý diferenciální senzor (23) tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu (2) a druhého tlakového přívodu (5) než vstupy prvního diferenciálního senzoru (1) tlaku a zesilující element (7) je realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož invertujíci vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru (1) tlaku a na jeho neinvertující vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru (23) tlaku.
4. Systém podle nároku 3Zvyznačující se tím, že vstupy prvního diferenciálního senzoru tlaku (1) a druhého diferenciálního senzoru tlaku (23) jsou k prvnímu tlakovému přívodu (2) a k druhému tlakovému přívodu (5) připojeny přes tlakový přepínač (24), který je připojen na druhý výstup (19) mikroprocesorového systému (10).
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20100011A CZ201011A3 (cs) | 2010-01-07 | 2010-01-07 | Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace |
| US12/982,127 US20110166786A1 (en) | 2010-01-07 | 2010-12-30 | System for correction of inaccuracies of inertial navigation systems |
| GB1100036A GB2476867A (en) | 2010-01-07 | 2011-01-04 | System for correcting inaccuracies of inertial navigation systems |
| DE102011007952A DE102011007952A1 (de) | 2010-01-07 | 2011-01-05 | System zur Korrektur von Ungenauigkeiten einer trägheitsbehafteten Navigationseinheit |
| FR1150097A FR2954975A1 (fr) | 2010-01-07 | 2011-01-06 | Systeme pour la correction des inexactitudes des systemes de navigation inertielle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20100011A CZ201011A3 (cs) | 2010-01-07 | 2010-01-07 | Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ302336B6 CZ302336B6 (cs) | 2011-03-16 |
| CZ201011A3 true CZ201011A3 (cs) | 2011-03-16 |
Family
ID=43639007
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ20100011A CZ201011A3 (cs) | 2010-01-07 | 2010-01-07 | Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20110166786A1 (cs) |
| CZ (1) | CZ201011A3 (cs) |
| DE (1) | DE102011007952A1 (cs) |
| FR (1) | FR2954975A1 (cs) |
| GB (1) | GB2476867A (cs) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CZ2010582A3 (cs) * | 2010-07-29 | 2011-10-05 | Ceské vysoké ucení technické v Praze | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| NL274832A (cs) * | ||||
| US2044009A (en) * | 1931-11-03 | 1936-06-16 | Mcnally James Anthony | Air navigation apparatus |
| US4303978A (en) * | 1980-04-18 | 1981-12-01 | The Boeing Company | Integrated-strapdown-air-data sensor system |
| US4792903A (en) * | 1985-07-22 | 1988-12-20 | Universal Propulsion Company, Inc. | Microprocessor controlled post ejection sequencer |
| US4814764A (en) * | 1986-09-30 | 1989-03-21 | The Boeing Company | Apparatus and method for warning of a high yaw condition in an aircraft |
| US5349347A (en) * | 1993-03-29 | 1994-09-20 | Alliedsignal Inc. | Method and apparatus for correcting dynamically induced errors in static pressure, airspeed and airspeed rate |
| US5669582A (en) * | 1995-05-12 | 1997-09-23 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing unwanted sideways motion in the aft cabin and roll-yaw upsets of an airplane due to atmospheric turbulence and wind gusts |
| US6298287B1 (en) * | 2000-07-24 | 2001-10-02 | Litton Systems, Inc. | System and method of compensating for pressure sensor errors and noise in inertial vertical loop data |
| US6452542B1 (en) * | 2001-03-02 | 2002-09-17 | Rosemount Aerospace Inc. | Integrated flight management system |
| US6584839B1 (en) * | 2001-03-02 | 2003-07-01 | Innovative Solutions And Support Inc. | Modular altimeter |
| US6604029B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-08-05 | Rosemount Aerospace Inc. | Multi-function air data probes using neural network for sideslip compensation |
| US6561020B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-05-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Method to calculate sideslip angle and correct static pressure for sideslip effects using inertial information |
| US6594559B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-07-15 | Rosemount Aerospace Inc. | Iterative method of aircraft sideslip compensation for multi-function probe air data systems |
| US6609421B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-08-26 | Rosemount Aerospace Inc. | Sideslip correction for a multi-function three probe air data system |
| US7387029B2 (en) * | 2005-09-23 | 2008-06-17 | Velocomp, Llp | Apparatus for measuring total force in opposition to a moving vehicle and method of using |
| US20080255715A1 (en) * | 2007-04-10 | 2008-10-16 | Honeywell International Inc. | Navigation Guidance for Aircraft Approach and Landing |
-
2010
- 2010-01-07 CZ CZ20100011A patent/CZ201011A3/cs not_active IP Right Cessation
- 2010-12-30 US US12/982,127 patent/US20110166786A1/en not_active Abandoned
-
2011
- 2011-01-04 GB GB1100036A patent/GB2476867A/en not_active Withdrawn
- 2011-01-05 DE DE102011007952A patent/DE102011007952A1/de not_active Withdrawn
- 2011-01-06 FR FR1150097A patent/FR2954975A1/fr not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2954975A1 (fr) | 2011-07-08 |
| GB201100036D0 (en) | 2011-02-16 |
| CZ302336B6 (cs) | 2011-03-16 |
| GB2476867A (en) | 2011-07-13 |
| US20110166786A1 (en) | 2011-07-07 |
| DE102011007952A1 (de) | 2011-07-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2386927C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| KR102112874B1 (ko) | 방위 기준 시스템에서 연철 자기 방해를 보상하기 위한 방법 및 시스템 | |
| KR101168100B1 (ko) | 차량의 위치, 자세 및 헤딩을 추측하는 시스템 및 방법 | |
| CN104316055B (zh) | 一种基于改进的扩展卡尔曼滤波算法的两轮自平衡机器人姿态解算方法 | |
| CN103162677B (zh) | 一种数字地质罗盘仪及地质体产状的测量方法 | |
| IL202082A (en) | A method and system for estimating inertial sensor errors in a remote inertial measurement unit | |
| US20180120127A1 (en) | Attitude sensor system with automatic accelerometer bias correction | |
| JP7111869B2 (ja) | 機首方位測定システムにおけるセンサ測定の欠如を補償するシステムと方法 | |
| US9108745B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing an anemo-inertial loop, and associated system | |
| JP6983565B2 (ja) | 乗物の機首方位基準システムにおける軟鉄磁気擾乱を補償するための方法とシステム | |
| CN105209935A (zh) | 无线电探空仪以及用于在高温下实施大气探测的方法 | |
| US10859379B2 (en) | Systems and methods with dead-reckoning | |
| CZ201011A3 (cs) | Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace | |
| RU2661446C1 (ru) | Способ определения навигационных параметров объекта и бесплатформенная инерциальная навигационная система для осуществления способа | |
| ES2651369T3 (es) | Sistema y proceso para medición y evaluación de datos aéreos e inerciales | |
| Dichev et al. | A gyro-free system for measuring the parameters of moving objects | |
| CN111141285A (zh) | 一种航空重力测量装置 | |
| RU2711572C1 (ru) | Способ автономного определения уходов платформы трехосного гиростабилизатора | |
| RU2606712C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| CZ302731B6 (cs) | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel | |
| Makshakov et al. | Determination method of the aircrafts flying height using absolute pressure sensors | |
| RU2766833C1 (ru) | Способ измерения параметров угловой скорости и ускорения микромеханическими гироскопами и акселерометрами | |
| Vasylenko | Testing system for unmanned aerial vehicles microelectromechanical sensors | |
| RU2826174C1 (ru) | Резервная система ориентации | |
| KR100447243B1 (ko) | 대기압차를 이용한 항공기 자세 측정 시스템 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20200107 |