RU2046289C1 - Способ определения навигационных параметров и вертикали места - Google Patents

Способ определения навигационных параметров и вертикали места Download PDF

Info

Publication number
RU2046289C1
RU2046289C1 SU5023260A RU2046289C1 RU 2046289 C1 RU2046289 C1 RU 2046289C1 SU 5023260 A SU5023260 A SU 5023260A RU 2046289 C1 RU2046289 C1 RU 2046289C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gyro
components
angular velocity
accelerometers
axes
Prior art date
Application number
Other languages
English (en)
Inventor
Владимир Аронович Беленький
Original Assignee
Владимир Аронович Беленький
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владимир Аронович Беленький filed Critical Владимир Аронович Беленький
Priority to SU5023260 priority Critical patent/RU2046289C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2046289C1 publication Critical patent/RU2046289C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Gyroscopes (AREA)

Abstract

Изобретение относится к гироскопическому приборостроению и может быть использовано в навигации морских, воздушных и наземных объектов, а также для гравиметрических и маркшейдерских работ. Цель изобретения - упрощение реализации способа при повышении его точности. В способе выходные параметры вырабатываются по сигналам акселерометров и датчиков углов качек не менее двух гироплатформ, в двухосном кардановом подвесе с трехстепенным гироскопом каждая, а управляющие сигналы гироскопов задаются так, чтобы обеспечить разную величину скоростной девиации у каждой стабилизированной гироплатформы и в то же время обеспечить отсутствие баллистических девиаций. Закон поведения скоростной девиации у гироплатформ задают из условия наименьшего влияния инструментальных погрешностей на точность выработки выходных параметров. 1 ил.

Description

Изобретение относится к гироскопическому приборостроению и может быть использовано преимущественно для обеспечения навигации морских, воздушных и наземных объектов, при геодезических и гравиметрических работах.
Известен способ выработки навигационных параметров и вертикали места, включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных по осям приборного трехгранника, связанного с гироплатформой, формирование сигналов управления гироплатформой, отработку сформированного сигнала при помощи гироскопа и вычисление навигационных параметров и вертикали места на основе информации о составляющих абсолютной угловой скорости приборного трехгранника.
Недостатком известного способа является необходимость использования в нем гироплатформы с двумя трехстепенными гироскопами и трехосным подвесом гироплатформы, что усложняет реализацию способа и не обеспечивает требуемой точности.
Целью изобретения является упрощение реализации способа при повышении его точности.
Цель достигается тем, что в известном способе дополнительно измеряют составляющие кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных не менее чем на одной дополнительной гироплатформе, сигналы управления основной и дополнительной гироплатформами формируют из условия обеспечения неравенства скоростных и отсутствия баллистических девиаций, а также из условия минимизации инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров, при этом горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, или по углам разности наклона осей кинематических моментов гироскопов относительно плоскости горизонта гироплатформ с учетом величин скоростных девиаций гироплатформ, а вертикальную составляющую абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, с использованием информации о горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости.
Существенная особенность известного способа заключается в том, что исходной информацией для определения выходных параметров являются выработанные три проекции абсолютной угловой скорости приборного трехгранника, моделирующего географический трехгранник Дарбу. Это значит, что в известном способе в том числе измеряется и формируется сигнал о вертикальной составляющей абсолютной угловой скорости приборного трехгранника от азимутального гироскопа гироплатформы инерциальной системы.
В известном способе гироплатформа включает в себя два трехстепенных гироскопа. Обязательной составной частью гироплатформы полуаналитической инерциальной системы является гироскоп, стабилизирующий гироплатформу в азимуте.
Другой ее особенностью является то, что карданный подвес, связывающий стабилизированную гироплатформу с объектом, выполнен в виде трехосного карданного подвеса. При этом одно карданное кольцо азимутальное, обеспечивающее свободу вращения гироплатформы вокруг вертикальной оси, имеет неограниченный угол поворота.
Для передачи электрических сигналов с неподвижной части прибора на гироплатформу и обратно на оси азимутального кольца монтируется специальная переходная контактная колонка, коллектор, кольца которого и контакты выполняются из золота, платины и иридия. При этом само азимутальное кольцо в значительной степени определяет конструктивы гироскопического модуля центрального прибора инерциальной системы.
В предложенном способе выработка навигационных параметров и вертикали места обеспечиваются без использования сигналов об азимутальном направлении гироплатформы в пространстве от гироскопа, стабилизирующего гироплатформу в азимуте. В предложенном способе сигнал об азимутальном направлении гироплатформы в азимуте вырабатывается аналитически.
Другими техническими результатами предложенного способа являются активное воздействие на влияние инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров, а также уменьшение влияния случайных погрешностей на точность выработки навигационных параметров.
Управляющие сигналы гироскопов задаются таким образом, чтобы обеспечить разную величину скоростной девиации у каждой стабилизированной гироплатформы и в то же время обеспечить отсутствие баллистической девиации.
Неодинаковое значение скоростных девиаций позволяет по разности сигналов одноименных акселерометров или по разности сигналов одноименных датчиков углов двух или более гироплатформ определить горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу. По известным значениям горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу по сигналам акселерометров и по сигналам датчиков углов качек объекта относительно стабилизированной гироплатформы определяют выходные параметры.
Задаваемые зависимости величин и их законов скоростных девиаций в каждой гироплатформе отражают влияние инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров. Из теоретического обоснования также следует, что в способе случайные инструментальные погрешности входящих гироплатформ уменьшаются за счет их осреднения.
Предварительные конструктивные проработки дают основание полагать, что по сравнению с существующими или разрабатываемыми компактными инерционными системами объем гиромодуля может быть уменьшен в 5-6 раз при использовании одних и тех же гироскопов и акселерометров.
Миниатюрное исполнение гиромодуля делает возможным использование его для буровых установок при разведке и добыче полезных ископаемых. Доукомплектование инерциальной системы по предлагаемому способу гравиметром позволит использовать его при гравиметрических работах. При этом в инерциальной системе миниатюризация гиромодуля осуществляется без ухудшения точностных параметров.
На чертеже представлена функциональная блок-схема инерциональной системы для осуществления способа.
Инерциальная система состоит из двух конструктивно идентичных стабилизированных гироплатформ 1 и 1' и блока 2 управления и выработки выходных параметров БУ ВВП. На каждой стабилизированной гироплатформе расположен один трехстепенной гироскоп 3 и 3'. При этом кинетический момент каждого гироскопа совпадает с направлением приборной вертикали данной стабилизированной гироплатформы. Гироскопы имеют датчики 4, 5 и 4', 5' моментов и датчики углов 6, 7 и 6, 7'. Кроме того, на каждой стабилизированной гироплатформе установлены акселерометры 8, 9 и 8', 9'. Оси чувствительности акселерометров на каждой гироплатформе ортогональны между собой и параллельны плоскости гироплатформы. Ось одного акселерометра параллельна внутренней оси 10 и 10' карданного подвеса гироплатформы. Наружная ось 11 и 11' карданного подвеса параллельна продольной оси объекта. Выходы датчиков 6, 7 и 6', 7' углов гироскопов 3 и 3' через посредство усилителей 12, 13 и 12'. 13' соединены с входами следящих двигателей 14, 15 и 14', 15', которые связаны с осями карданного подвеса. С этими же осями связаны датчики углов качек 16, 17 и 16', 17' относительно плоскости гироплатформы. Входы датчиков 4, 5 и 4', 5' момента гироскопов 3 и 3' соединены с соответствующими выходами блока 2 управления и выработки выходных параметров. Выходы акселерометров 8, 9 и 8', 9' и датчики углов качек 16, 17 и 16', 17' соединены с соответствующими входами БУВВП-2.
Выходами БУВВП для потребителей являются К курс объекта, V путевая скорость, φ- широта места, λ- долгота места, θ иΨ углы бортовой и килевой качек. На гироплатформы могут быть установлены гравиметрические чувствительные элементы. Гравиметрический чувствительный элемент может быть установлен на отдельной платформе и удерживаться в горизонте по сигналам θ иΨ выходов БУВВП.
Функционирует предлагаемая система следующим образом. Каждая гироплатформа с помощью следящих двигателей 14, 15 и 14', 15' соответственно по сигналам рассогласования датчиков углов 6, 7 и 6', 7' гироскопов 3 и 3' все время удерживается в одной плоскости с кожухом гироскопа.
Кожух каждого гироскопа вместе с гироплатформой приводится в положение, соответствующее заданному значению скоростной девиации для данной гироплатформы, с помощью моментов, накладываемых через датчики моменты 4, 5 и 4', 5' гироскопов 3 и 3' токами управления по сигналам, вырабатываемым в БУВВП. Поскольку заданные значения скоростных девиаций различные для каждой гироплатформы и, в свою очередь, пропорциональны горизонтальным составляющим абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу, разности показаний одноименных датчиков углов качек 16 и 16' и 17, 17' являются исходными источниками информации для определения горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу.
Выработку всех трех составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу, выходных параметров и влияние инструментальных погрешностей на точность выработки выходных параметров предлагаемым способом подтвердим теоретически.
В качестве исходной системы координат выберем трехгранник Дарбу ζηζ, повернутый вокруг вертикальной оси относительно географического трехгранника на угол К, соответствующий курсу объекта.
Проекции абсолютной угловой скорости трехгранника ζηζ на его соответствующие оси обозначим р, q, r.
Проекции ускорения вершины трехгранника ζηζ на его горизонтальные оси суть
Wζ R(
Figure 00000001
+rp);
Wη R(-
Figure 00000002
+rq), где R радиус Земли, принятой за сферу.
Кажущееся ускорение по оси Оζ
Wζ
Figure 00000003
+g-R(p2+q2), где g ускорение силы тяготения.
Рассмотрим поведение двух гироплатформ.
С кожухом гироскопа первой гироплатформы жестко свяжем правую систему координат х1 y1 z1. С кожухом гироскопа второй гироплатформы систему координат x2 y2 z2.
Системы координат x1 y1 z1 и x2 y2 z2 образуются из системы координат ζηζ путем поворота вокруг осей оη1 oy1, oy2 на углы β1-и β2; γ1 и γ2.
Управление гироскопом каждой гироплатформы осуществляют по сигналам акселерометров через датчики моментов. Оси чувствительности акселерометров совпадают соответственно с осями ЛХ1, ОY1 и ОХ2, ОY2.
Проекции абсолютной угловой скорости трехгранников X1Y1Z1 и X2Y2Z2на их оси ОX1; ОY1; ОХ2; ОY2 будет:
Figure 00000004
= p+
Figure 00000005
-rγ1;
Figure 00000006
= p+
Figure 00000007
-rγ2;
Figure 00000008
= q+
Figure 00000009
-rβ1;
Figure 00000010
= q+
Figure 00000011
-rβ2.
Проекции ускорения, замеряемые акселерометрами, будут
a
Figure 00000012
= R(
Figure 00000013
+rp-Wζγ1)+ΔΔa
Figure 00000014
; a
Figure 00000015
= R(
Figure 00000016
+rp-Wζγ2)+ΔΔa
Figure 00000017
;
a
Figure 00000018
= R(-
Figure 00000019
+rq-Wζβ1)+ΔΔa
Figure 00000020
; a
Figure 00000021
= R(-
Figure 00000022
+rq-Wζβ2)+ΔΔa
Figure 00000023
,
где ΔΔax1;ΔΔay1;ΔΔax2;ΔΔay2 инструментальные погрешности акселерометров.
В соответствии с прецессионной теорией гироскопа
Figure 00000024
=
Figure 00000025
+ ΔΔp1;
Figure 00000026
=
Figure 00000027
+ ΔΔq1
для первой гировертикали;
Figure 00000028
=
Figure 00000029
+ ΔΔp2;
Figure 00000030
=
Figure 00000031
+ ΔΔq2
для второй гировертикали, где Mx1,My1,Mx2,My2 управляющие моменты гироскопов;
Н кинетический момент гироскопа;
ΔΔр1;ΔΔр2;ΔΔq1;ΔΔq2 дрейфы гироскопов.
Потребуем, чтобы скоростные девиации гироплатформ удовлетворяли условиям
β01=
Figure 00000032
γ01=
Figure 00000033

β02=
Figure 00000034
γ02=
Figure 00000035
(1) тогда β1=β01+Δβ1;γ1=γ01+Δγ1; β2=β02+Δβ2;γ2= γ02+Δγ2, где Δβ1;Δγ1;Δβ2;Δγ2 погрешности отклонения гироплатформ от заданного положения. Здесь и далее углы β1;β2;γ1;γ2 полагаютcя малыми, так что sin
Figure 00000036
β1; sin
Figure 00000037
β2; sin
Figure 00000038
γ1; sin
Figure 00000039
γ2;
cosβ1=cosβ2=cosγ1=cosγ2=1;
ωo частота Шулера;
n1 и n2 заданные функции времени.
Одновременно обеспечим отсутствие баллистических девиаций при произвольном пространственном движении объекта.
Достаточным условием для выполнения этих требований является создание моментов вокруг осей прецессии гироскопов по законам, обеспечивающим
Figure 00000040
n1(
Figure 00000041
+rp)пр+pпр+
Figure 00000042

Figure 00000043
n1(-
Figure 00000044
-rq)пр+qпр-
Figure 00000045

Figure 00000046
n2(
Figure 00000047
+rp)пр+pпр+
Figure 00000048

Figure 00000049
n2(-
Figure 00000050
+rq)пр+qпр-
Figure 00000051

Уравнения движения гироплатформ в этом случае примут вид
p+
Figure 00000052
-rγ n1(
Figure 00000053
+rp)пр+pпр+
Figure 00000054
+ΔΔp1+rΔγ01+
Figure 00000055
Figure 00000056

p+
Figure 00000057
-rβ n1(-
Figure 00000058
+rp)пр+qпр-
Figure 00000059
+ΔΔq1-rΔβ01+
Figure 00000060
Figure 00000061

p+
Figure 00000062
-rγ n2(
Figure 00000063
+rp)пр+pпр+
Figure 00000064
+ΔΔp2+rΔγ02+
Figure 00000065
Figure 00000066

q+
Figure 00000067
+rβ n2(-
Figure 00000068
+rq)пр+qпр-
Figure 00000069
+ΔΔq2-rΔβ02+
Figure 00000070
Figure 00000071

где Δγ01,Δβ01,Δγ02 и Δβ02 -к погрешность неперпендикулярности осей чувствительности акселерометров с осью кинетического момента гироскопа;
Δl1 и Δl2 смещение центра тяжести гироподвеса вдоль оси кинетического момента;
m масса гироскопа.
Имея ввиду, что
(
Figure 00000072
+rp)пр=
Figure 00000073
Figure 00000074
+rp-
Figure 00000075
+
Figure 00000076

(-
Figure 00000077
+rq)пр=
Figure 00000078
-
Figure 00000079
-rq+
Figure 00000080
+
Figure 00000081

где
Figure 00000082
Figure 00000083

Figure 00000084
Figure 00000085

Для случая, когда горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу ζηζ определяются по данным датчиков углов качек гироплатформ θ1Ψ1 и θ2Ψ2
pпр=
Figure 00000086
p-
Figure 00000087
+
Figure 00000088

qпр=
Figure 00000089
q+
Figure 00000090
Figure 00000091
где
Figure 00000092
Δγ1-Δγ2;
Figure 00000093
Δβ1-Δβ2;
Figure 00000094
Δθ1-Δθ2;
Figure 00000095
ΔΨ1-ΔΨ2;
Δθ1; Δθ2; ΔΨ1;ΔΨ2 инструментальные погрешности датчиков углов качек. получим следующие уравнения ошибок системы:
Figure 00000096
+rΔpпр+
Figure 00000097
Figure 00000098
Figure 00000099
+
Figure 00000100
+
Figure 00000101
(
Figure 00000102
+r
Figure 00000103
+
Figure 00000104
+r
Figure 00000105
)
Figure 00000106
-r
Figure 00000107
-Δpпр=
Figure 00000108
+r
Figure 00000109
+
Figure 00000110
Figure 00000111
Figure 00000112
-(
Figure 00000113
n1-
Figure 00000114
n2)
Figure 00000115
(2)
-
Figure 00000116
+rΔqпр-
Figure 00000117
Figure 00000118
Figure 00000119
+
Figure 00000120
+
Figure 00000121
(
Figure 00000122
-r
Figure 00000123
-
Figure 00000124
+r
Figure 00000125
)
-
Figure 00000126
+r
Figure 00000127
-Δqпр=
Figure 00000128
-r
Figure 00000129
+
Figure 00000130
Figure 00000131
n1n2-
Figure 00000132
-(
Figure 00000133
n1-
Figure 00000134
n2)
Figure 00000135
,
где Δp
Figure 00000136
Δq
Figure 00000137

Figure 00000138
ΔΔp1-ΔΔp2,
Figure 00000139
ΔΔq1-ΔΔq2,
Figure 00000140
Figure 00000141

Figure 00000142
p
Figure 00000143

Figure 00000144
Δl1-Δl2,
Figure 00000145
Figure 00000146

Figure 00000147
=
Figure 00000148

Figure 00000149
=
Figure 00000150

Горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу ζηζ могут определяться также по сигналам акселерометров гироплатформ.
Если условия эксплуатации объекта таковы, что вертикальные ускорения объекта не вызывают существенных погрешностей,
pпр=
Figure 00000151
qпр=
Figure 00000152

Для объектов, где могут быть недопустимо большие вертикальные ускорения
pпр=
Figure 00000153
qпр=
Figure 00000154
где az1и az2 сигналы акселерометров, оси чувствительности которых параллельны соответствующим осям кинематических моментов гироскопов (на функциональной блок-схеме они не указаны). Выходы этих акселерометров могут быть связаны с соответствующими входами блока управления и выработки выходных параметров.
Уравнения ошибок в этом случае не будут содержать погрешностей датчиков углов качек. Их место займут погрешности акселерометров, вырабатывающие сигналы az1 и az2-ΔΔaz1иΔΔaz2:
a
Figure 00000155
= Wζ-R(
Figure 00000156
+rp)
Figure 00000157
-R(-
Figure 00000158
+rq)
Figure 00000159
+ΔΔa
Figure 00000160
;
a
Figure 00000161
= Wζ-R(
Figure 00000162
+rp)
Figure 00000163
-R(-
Figure 00000164
+rq)
Figure 00000165
+ΔΔa
Figure 00000166

Система уравнений (2) характеризует поведение погрешностей выработки горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника ζηζ и ошибки выработки приборной вертикали места.
Вертикальную составляющую абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу ζηζнайдем по показаниям акселерометров и по известным значениям горизонтальных составляющих рпр и qпр. Для этого воспользуемся выражением
rпр=
Figure 00000167
откуда
Δr
Figure 00000168
Figure 00000169
+
Figure 00000170
[(
Figure 00000171
+
Figure 00000172
+r
Figure 00000173
+2Δγo)sinK-(
Figure 00000174
-
Figure 00000175
+r
Figure 00000176
-
-2Δβo)cosK] (3)
Навигационные параметры находятся по составляющим абсолютной угловой скорости трехгранника ζηζ следующим образом:
pпрcosKпр+qпрsinKпр= -
Figure 00000177
;
qпрcosKпр-pпрsinKпр= ω cos φпр-
Figure 00000178

rпр= ω sin φпр+
Figure 00000179
tg φпр-
Figure 00000180
, где Кпр приборное значение курса объекта;
φпр приборное значение широты места;
vЕ приборное значение восточной составляющей скорости объекта относительно Земли.
Уравнения ошибок автономного определения курса объекта и широты места тогда запишутся
Figure 00000181
+(ω+
Figure 00000182
)ΔKпрcosφ -(ΔpпрcosK+ΔqпрsinK)
-(ΔK
Figure 00000183
osφ)+(ω+
Figure 00000184
)Δφпр= Δrпрcosφ-(ΔqпрcosK-ΔpпрsinK)sinφ (4)
где Δφпр ошибка определения широты места;
ΔKпр ошибка определения курса объекта;
Figure 00000185
Figure 00000186

Ошибка автономного определения скорости изменения долготы места будет:
Figure 00000187
= (ΔqпрcosK-ΔpпрsinK)cosφ+Δr sinφ+(ΔK
Figure 00000188
inφ) (5)
Путевая скорость определяется как
v
Figure 00000189

Вертикаль места вырабатывается по показаниям датчиков углов качек
θпр=
Figure 00000190
Ψпр=
Figure 00000191
Ошибкой вертикали места будет
Δθпр=
Figure 00000192
-
Figure 00000193
; ΔΨ
Figure 00000194
-
Figure 00000195
где
Figure 00000196
Figure 00000197
Figure 00000198
Figure 00000199

Из (1) следует, что n1 и n2 характеризуют величину скоростной девиации.
Из (2), (3) и (4), (5) следует, что параметры n1 и n2 воздействуют на влияние инструментальных погрешностей на точность выходных параметров. Это влияние зависит как от величин n1 и n2, так и от закона их изменения.
Так, задаваясь, например, законом для n1 n01 + b1sin ω1t; n2 n02 + b2sin ω2t, где b1 < n01; b2 < n02, можно выделить определенные инструментальные погрешности и их компенсировать, при сравнении выходных параметров по координатам места со счислимыми координатами, выработанными по данным лага, или по данным других автономных средств.
Из (2) и (3) также следует, что случайные погрешности двух гироплатформ осредняются, хотя функционально две гироплатформы составляют одну инерциальную систему. Это значит, что при использовании трех гироплатформ с точки зрения надежности мы имеем две инерциальные системы, а с точки зрения точности каждая гироплатформа будет вносить свой вклад в осреднение случайных погрешностей.

Claims (1)

  1. СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАВИГАЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ И ВЕРТИКАЛИ МЕСТА, включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных по осям приборного трехгранника, связанного с гироплатформой, формирование сигналов управления гироплатформой, отработку сформированных сигналов при помощи гироскопов и вычисление навигационных параметров и вертикали места на основе полученной информации о составляющих абсолютной угловой скорости приборного трехгранника, отличающийся тем, что дополнительно измеряют составляющие кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных не менее чем на одной дополнительной гироплатформе, сигналы управления основной и дополнительной гироплатформами формируют из условия обеспечения неравенства скоростных и отсутствия баллистических девиаций, а также из условия минимизации влияния инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров, при этом горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, или по углам разности наклона осей кинетических моментов гироскопов относительно плоскости горизонта гироплатформ с учетом величин скоростных девиаций гироплатформ, а вертикальную составляющую абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, с использованием информации о горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости.
SU5023260 1991-12-12 1991-12-12 Способ определения навигационных параметров и вертикали места RU2046289C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5023260 RU2046289C1 (ru) 1991-12-12 1991-12-12 Способ определения навигационных параметров и вертикали места

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5023260 RU2046289C1 (ru) 1991-12-12 1991-12-12 Способ определения навигационных параметров и вертикали места

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2046289C1 true RU2046289C1 (ru) 1995-10-20

Family

ID=21594932

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5023260 RU2046289C1 (ru) 1991-12-12 1991-12-12 Способ определения навигационных параметров и вертикали места

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2046289C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006093430A1 (en) * 2005-02-21 2006-09-08 Vladimir Aronovich Belenkiy Method for elaborating navigation parameters and vertical of a place

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Кошляков В.Н. Задачи динамики твердого тела и прикладной теории гироскопов. М.: Наука, 1985, с.236-248. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006093430A1 (en) * 2005-02-21 2006-09-08 Vladimir Aronovich Belenkiy Method for elaborating navigation parameters and vertical of a place
US7933717B2 (en) 2005-02-21 2011-04-26 Federal State Institution “Federal Agency for Legal Protection of Military, Special and Dual Use Intellectual Activity Results” under the Ministry of Justice of the Russian Federation Method for elaborating navigation parameters and vertical of a place

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Groves Navigation using inertial sensors [Tutorial]
US4166406A (en) Self-aligning pitch and azimuth reference unit
US2914763A (en) Doppler-inertial navigation data system
US3509765A (en) Inertial navigation system
CN103245360A (zh) 晃动基座下的舰载机旋转式捷联惯导系统自对准方法
RU2272995C1 (ru) Способ выработки навигационных параметров и вертикали места (варианты)
RU2256881C2 (ru) Способ определения параметров ориентации и навигации и бесплатформенная инерциальная навигационная система для быстровращающихся объектов
KR100376313B1 (ko) 북반구 극지에 관한 헤딩각을 측정하기 위해 설계된 관성및 자계 센서 시스템
US4085440A (en) Inertial navigation system
RU2046289C1 (ru) Способ определения навигационных параметров и вертикали места
US2977806A (en) Gyroscopic apparatus
RU2313067C2 (ru) Способ определения навигационных параметров летательного аппарата и устройство для его осуществления
Mandapat Development and evaluation of positioning systems for autonomous vehicle navigation
US5042156A (en) Method and apparatus for reducing measurement errors in a navigation triad
RU2062985C1 (ru) Гирогоризонткомпас для подвижного объекта
JPH0455248B2 (ru)
US3545092A (en) Method for aligning a navigation system
RU2169903C1 (ru) Гироскопическая навигационная система
RU2047093C1 (ru) Стабилизированная в плоскости горизонта гироплатформа
US3023617A (en) Navigation apparatus
RU2051330C1 (ru) Гирогоризонткомпас
Huddle Advances in strapdown systems for geodetic applications
US3443320A (en) Electrostatic gyrocompass
RU2260176C1 (ru) Наземный гравиметрический датчик истинных азимутов и углов отклонения его системы координат относительно вектора силы тяжести
RU2343418C1 (ru) Устройство для определения углового положения подвижного объекта относительно вектора силы тяжести и способ его использования