RU2049311C1 - Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system - Google Patents

Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system Download PDF

Info

Publication number
RU2049311C1
RU2049311C1 SU5055411A RU2049311C1 RU 2049311 C1 RU2049311 C1 RU 2049311C1 SU 5055411 A SU5055411 A SU 5055411A RU 2049311 C1 RU2049311 C1 RU 2049311C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
coefficients
values
errors
accelerations
block
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.Н. Попов
В.Н. Ветров
С.Б. Беркович
С.Е. Чернышев
Original Assignee
Серпуховское высшее военное училище ракетных войск им.Ленинского комсомола
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 Серпуховское высшее военное училище ракетных войск им.Ленинского комсомола filed Critical Серпуховское высшее военное училище ракетных войск им.Ленинского комсомола
Priority to SU5055411 priority Critical patent/RU2049311C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2049311C1 publication Critical patent/RU2049311C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: precision instrumentation engineering. SUBSTANCE: sensitive element unit is smoothly moved from one fixed position to another and "n" magnitudes and angular velocity are measured between these positions both with the aid of sensitive element unit and without it; then magnitudes of acceleration and angular velocity measured from sensitive element unit are multiplied one by one and by one another to obtain squares and cubes of acceleration and their cross magnitudes in accordance with adopted error model; magnitudes of acceleration, angular velocity and their products are multiplied by coefficients of error model, then total error of model is formed, independednt total errors are calculated after which difference between these errors is determined which is used for calculation of new magnitudes of coefficients. EFFECT: reduction of time required for determination of coefficients. 1 dwg

Description

Изобретение относится к точному приборостроению и может быть использовано в любых навигационных системах, содержащих датчики первичной навигационной информации. The invention relates to precision instrumentation and can be used in any navigation system containing primary navigation information sensors.

Известен способ определения коэффициентов модели погрешностей, основанный на равномерном вращении блока ЧЭ в плоскостях, содержащих компоненты вектора ускорения силы тяжести, измерении ускорения акселерометрами в дискретные моменты времени, вычислении коэффициентов. A known method for determining the coefficients of the error model based on uniform rotation of the SE block in planes containing components of the gravity acceleration vector, measuring acceleration by accelerometers at discrete time instants, and calculating coefficients.

Наиболее близким к предлагаемому является способ, основанный на осуществлении последовательности разворотов блока ЧЭ в требуемые фиксированные положения, измерении ускорения акселерометрами в этих положениях, вычислении значений коэффициентов модели погрешностей. Closest to the proposed is a method based on the implementation of the sequence of turns of the SE block to the required fixed positions, measuring acceleration by accelerometers in these positions, calculating the values of the coefficients of the error model.

Однако для определения коэффициентов модели необходимо совершать разворот блока ЧЭ в n фиксированных положений (n ≥5), что требует достаточно большого времени на определение коэффициентов (t

Figure 00000001
60 мин).However, to determine the coefficients of the model, it is necessary to reverse the block of SEs into n fixed positions (n ≥5), which requires a sufficiently long time to determine the coefficients
Figure 00000001
60 min).

Целью изобретения является сокращение времени на выполнение операции определения коэффициентов. The aim of the invention is to reduce the time to perform the operation of determining the coefficients.

Цель достигается тем, что в предлагаемом способе осуществляются равномерное перемещение блока ЧЭ из одного фиксированного положения в другое, измерение действующих на блок ЧЭ значений ускорений и угловых скоростей в дискретные моменты времени, умножение измеренных значений ускорений и угловых скоростей самих на себя и друг на друга для получения квадратов, кубов. The goal is achieved by the fact that in the proposed method, the SE block is uniformly moved from one fixed position to another, the accelerations and angular velocities acting on the SE block are measured at discrete time instants, and the measured accelerations and angular velocities are multiplied by themselves and by each other for receiving squares, cubes.

На чертеже представлена функциональная схема устройства, поясняющего предлагаемый способ на примере использования в блоке ЧЭ одного акселерометра и одного гироскопа. The drawing shows a functional diagram of a device explaining the proposed method on the example of the use of one accelerometer and one gyroscope in the SE block.

Устройство содержит блок 1 ЧЭ навигационной системы, выходы которого соединены с входами первого 2 и второго 3 блоков умножения, выходы первого блока 2 умножения соединены с входами второго блока 3 умножения, а выходы блока 3 соединены с входами первого сумматора 4, выходы которого соединены с первыми входами второго сумматора 5, вторые входы которого соединены с выходами блока 6 вычитания, а выходы с одними входами блока 7 вычисления коэффициентов, выходы которого соединены с вторыми входами второго блока 3 умножения, первые входы блока 6 вычитания соединены с выходами блока 1 ЧЭ, а вторые с выходами блока 8 вычисления независимых ускорений и угловых скоростей, вход которого соединен с выходом измерителя 9 угла поворота, блока 1 чувствительных элементов, вторые входы блока 7 соединены с выходами блока 10 хранения, входы которого соединены с выходами блока 1 ЧЭ и блока 2 умножения. The device comprises a unit 1 of the navigation system CE, the outputs of which are connected to the inputs of the first 2 and second 3 multiplication units, the outputs of the first multiplication unit 2 are connected to the inputs of the second multiplication unit 3, and the outputs of unit 3 are connected to the inputs of the first adder 4, the outputs of which are connected to the first the inputs of the second adder 5, the second inputs of which are connected to the outputs of the subtraction unit 6, and the outputs with one inputs of the coefficient calculation unit 7, the outputs of which are connected to the second inputs of the second multiplication unit 3, the first inputs of block 6 are subtracted The units are connected with the outputs of unit 1 of the CE, and the second with the outputs of unit 8 of calculating independent accelerations and angular velocities, the input of which is connected to the output of the angle meter 9, unit 1 of the sensing elements, the second inputs of unit 7 are connected to the outputs of the storage unit 10, the inputs of which are connected with the outputs of block 1 of SE and block 2 of multiplication.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Выполнение операций по определению коэффициентов модели погрешностей осуществляется в точке с известными g и широтой φ
Гиростабилизированная платформа с блоком ЧЭ или блок ЧЭ бесплатформенной навигационной системы на специальном поворотном столе совершает разворот из одного фиксированного положения в другое. В процессе осуществления равномерного перемещения блока 1 ЧЭ в дискретные моменты времени измеряют значения ускорений Wх и угловых скоростей ωx которые затем поступают на входы первого 2 и второго 3 блоков умножения и на входы блока 6 вычитания и блока 10 хранения. В блоке 2 умножения происходит умножение значений ускорений Wх и угловых скоростей ωxcамих на себя (и друг на друга при работе с тремя акселерометрами и гироскопами для получения квадратов, кубов и перекрестных значений ускорений и угловых скоростей) в соответствии с принятой моделью погрешностей Wх 2, Wх 3, ωx 2 (для трех акселерометров и гироскопов WхWy, WхWz, WyWz, Wх2, Wх3 и т.д. в зависимости от принятой модели погрешностей).The operations to determine the coefficients of the error model are carried out at a point with known g and latitude φ
A gyro-stabilized platform with a CE block or a CE block of a strapdown navigation system on a special turntable makes a turn from one fixed position to another. In the process of uniformly moving the SE unit 1 at discrete time instants, the accelerations W x and the angular velocities ω x are measured, which are then fed to the inputs of the first 2 and second 3 multiplication units and to the inputs of the subtraction unit 6 and storage unit 10. In the multiplication block 2, the values of the accelerations W x and the angular velocities ω x are multiplied by themselves (and by each other when working with three accelerometers and gyroscopes to obtain squares, cubes and cross values of accelerations and angular velocities) in accordance with the accepted model of errors W x 2 , W x 3 , ω x 2 (for three accelerometers and gyroscopes W x W y , W x W z , W y W z , W 2 , W 3 , etc., depending on the accepted model of errors).

Полученные произведения ускорений и угловых скоростей поступают на входы блока 10 хранения и во второй блок 3 умножения, в котором происходит умножение полученных значений ускорений, угловых скоростей и их произведений на коэффициенты модели погрешностей, полученные на предыдущем шаге в блоке 7 вычисления коэффициентов. В этом блоке вычисление коэффициентов осуществляется на основе градиентных процедур. Полученные в блоке 3 значения произведений
С1Wх, С2Wх 2, С3Wх 2,
С4 ωx C5 ωx 2 С6Wх, С7 ωx поступают в первый сумматор 4, где происходит суммирование значений произведений в соответствии с принятой моделью погрешностей и получение суммарных значений погрешностей для акселерометров и гироскопов
Z

Figure 00000002
=
Figure 00000003

Полученная суммарная погрешность поступает на первый вход второго сумматора 5, на второй вход которого поступают независимо вычисленные значения суммарных погрешностей гироскопов и акселерометров.The obtained products of accelerations and angular velocities go to the inputs of the storage unit 10 and to the second multiplication unit 3, in which the obtained values of the accelerations, angular velocities and their products are multiplied by the coefficients of the error model obtained in the previous step in the coefficient calculation unit 7. In this block, coefficients are calculated based on gradient procedures. The values of the products obtained in block 3
C 1 W x C 2 W x 2 C 3 W x 2
With 4 ω x C 5 ω x 2 With 6 W x , With 7 ω x enter the first adder 4, where the product values are summed in accordance with the accepted error model and the total error values for accelerometers and gyroscopes are obtained
Z
Figure 00000002
=
Figure 00000003

The resulting total error goes to the first input of the second adder 5, the second input of which receives independently calculated values of the total errors of gyroscopes and accelerometers.

Вычисление этих суммарных погрешностей выполняется следующим образом. При равномерном перемещении платформы из одного фиксированного положения в другое измеряют углы поворота платформы в каждый дискретный момент времени, вычисляют в эти моменты времени независимые значения угловой скорости и ускорения ωx н и Wx н, причем, вычисляя ωx н, учитывают и угловую скорость вращения Земли на данной широте и при данном наклоне блока 1 ЧЭ и скорость вращения самой платформы, которую нетрудно найти, зная угол поворота и время, затрачиваемое на это, а Wх н= go sin α где α угол наклона измерительной оси акселерометра. Операции вычисления выполняются в блоке 8 вычисления независимых ускорений и угловых скоростей, на входы которого поступает значение угла наклона платформы с блока 1 ЧЭ и с измерителя 9 угла поворота, а также эталонные значения g и φ. Полученные значения ωx н и W х нпоступают в блок 6 вычитания, на входы которого поступают ωx и Wх c выходов гироскопов и акселерометров блока 1 ЧЭ. На выходе блока 6 формируются независимые значения суммарных погрешностей ZН=

Figure 00000004
=
Figure 00000005
-
Figure 00000006
которые поступают на вторые входы второго сумматора 5, на выходе которого получаются значения ошибок ε как разность суммарных погрешностей
ε Z Zн.The calculation of these total errors is as follows. When the platform is uniformly moved from one fixed position to another, the platform rotation angles are measured at each discrete time instant, the independent values of the angular velocity and acceleration ω x n and W x n are calculated at these points in time, moreover, when calculating ω x n , the angular velocity is also taken into account Earth’s rotation at a given latitude and at a given inclination of block 1 of the SE and the rotation speed of the platform itself, which is not difficult to find, knowing the rotation angle and the time spent on it, and W x n = g o sin α where α is the angle of inclination of the measuring axis of the accelerometer. The calculation operations are carried out in block 8 for calculating independent accelerations and angular velocities, the inputs of which receive the value of the angle of inclination of the platform from unit 1 of the SE and from the meter 9 of the angle of rotation, as well as the reference values of g and φ. The obtained values of ω x n and W x n go to the subtraction unit 6, the inputs of which ω x and W x come from the outputs of the gyroscopes and accelerometers of unit 1 of the SE. At the output of block 6, independent values of the total errors Z Н = are formed
Figure 00000004
=
Figure 00000005
-
Figure 00000006
which go to the second inputs of the second adder 5, the output of which gives the values of errors ε as the difference of the total errors
ε ZZ n

Эти значения поступают в блок 7 вычисления коэффициентов модели погрешностей, где, используя известные градиентные процедуры, осуществляется вычисление на каждом такте новых уточненных значений коэффициентов модели и использование их в блоке 3, при этом для организации градиентной процедуры вычисления коэффициентов на вторые входы блока 7 поступают значения ускорений, угловых скоростей и их произведений из блока 10 хранения, получаемые на каждом такте опроса с выхода блока 1 ЧЭ (с гироскопов и акселерометров) и блока 2 (произведения самих на себя и друг на друга значения квадратов, кубов ускорений и угловых скоростей, перекрестные значения). Цикл уточнения коэффициента модели повторяется n раз, где n число дискретных моментов времени опроса блока 1 ЧЭ. These values go to block 7 for calculating the coefficients of the error model, where, using known gradient procedures, the new updated values of the coefficients of the model are calculated at each step and used in block 3, while for the organization of the gradient procedure for calculating the coefficients, the values of the second inputs of block 7 accelerations, angular velocities and their products from storage unit 10, obtained at each polling cycle from the output of unit 1 of SE (from gyroscopes and accelerometers) and unit 2 (products of themselves and themselves and each other values of the squares, cubes accelerations and angular velocities, cross-values). The cycle of refinement of the coefficient of the model is repeated n times, where n is the number of discrete sampling time points of the block 1 SE.

В основу предлагаемого способа определения коэффициентов модели погрешностей положены следующие соображения. Случайные составляющие погрешностей датчиков первичной навигационной информации (гироскопов и акселерометров) можно представить в виде ряда, нелинейно зависящего от ускорений и угловых скоростей и линейно зависящего от коэффициентов. Например, модель погрешностей ДПНИ, представленная в виде такого ряда, может быть описана следующим образом (для одного гироскопа и акселерометра). The basis of the proposed method for determining the coefficients of the error model is based on the following considerations. The random error components of the primary navigation information sensors (gyroscopes and accelerometers) can be represented as a series that nonlinearly depends on accelerations and angular velocities and linearly depends on the coefficients. For example, the DPNI error model, presented in the form of such a series, can be described as follows (for one gyroscope and accelerometer).

δWх K1Wх + K2Wx 2 + K3Wx 3 + K4Wу + K5WхWy + K6 ωx+ K7 ωx 2)
δωx= K1Wy K2Wx + K3WxWy + K4ωx (1)
В ряде случаев предполагается, что коэффициенты модели постоянны, т.е. их можно определить один раз и далее считать неизменными. Однако это характерно для систем навигации, работающих одну или несколько десятков минут. Для навигационных систем, работающих в течение нескольких часов в большом диапазоне угловых скоростей и ускорений, что особенно характерно для бесплатформенных систем навигации, установленных на высокодинамичных, маневренных объектах, например самолетах, считать коэффициенты неизменными нельзя. Они являются функцией ускорений, угловых скоростей, изменения температуры внутри ДПНИ. Поэтому необходимо периодически уточнять коэффициенты модели погрешностей (1).δW x K 1 W x + K 2 W x 2 + K 3 W x 3 + K 4 W y + K 5 W x W y + K 6 ω x + K 7 ω x 2 )
δω x = K 1 W y K 2 W x + K 3 W x W y + K 4 ω x (1)
In some cases, it is assumed that the coefficients of the model are constant, i.e. they can be determined once and further considered unchanged. However, this is typical for navigation systems that operate for one or several tens of minutes. For navigation systems operating for several hours in a wide range of angular velocities and accelerations, which is especially typical for strapdown navigation systems installed on highly dynamic, maneuverable objects, such as airplanes, the coefficients cannot be considered unchanged. They are a function of accelerations, angular velocities, and temperature changes inside the DPNI. Therefore, it is necessary to periodically refine the coefficients of the error model (1).

Структура процесса формирования оценки погрешности вида (1) на выходе ДПНИ может быть представлена на (K+1) шаге в виде

Figure 00000007
(k+1) H(k+1)
Figure 00000008
(k+1), (2) где
Figure 00000009
(k+1)= [δWx; δωx] cуммарная погрешность ДПНИ, полученная на входе принятой модели погрешностей (для одного гироскопа и акселерометра).The structure of the process of forming an estimate of the error of the form (1) at the output of the DPNI can be represented at the (K + 1) step in the form
Figure 00000007
(k + 1) H (k + 1)
Figure 00000008
(k + 1), (2) where
Figure 00000009
(k + 1) = [δW x ; δω x ] total DPNI error obtained at the input of the accepted error model (for one gyroscope and accelerometer).

Figure 00000010
(k+1)=[C
Figure 00000011
; C
Figure 00000012
] где CWx [K1K2K3K4K5K6K7]
С ωx [K1K2K3K4] вектор коэффициентов принятой модели погрешностей (количество элементов вектора зависит от вида принятой модели погрешностей;
Н(К+1) матрица наблюдений, составленная из ускорений, угловых скоростей и их произведений самих на себя и друг на друга соответственно.
Figure 00000010
(k + 1) = [C
Figure 00000011
; C
Figure 00000012
] where C Wx [K 1 K 2 K 3 K 4 K 5 K 6 K 7 ]
With ω x [K 1 K 2 K 3 K 4 ] the vector of coefficients of the adopted error model (the number of vector elements depends on the type of the adopted error model;
H (K + 1) is a matrix of observations composed of accelerations, angular velocities and their products themselves and each other, respectively.

H(k+1)

Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025

Представление (2) позволяет построить модель линейную по оцениваемым коэффициентам. Однако в этом случае матрица наблюдений меняется на каждом такте оценки коэффициентов.H (k + 1)
Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025

Representation (2) allows constructing a model linear in terms of estimated coefficients. However, in this case, the observation matrix changes at each step of the coefficient estimation.

Подстройку коэффициентов С(К+1) можно выполнить, применяя достаточно простые градиентные процедуры, основанные на задании среднеквадратической функции потерь вида
M[ε2(k)] [

Figure 00000026
)]2, (3) где
Figure 00000027
(k) выражение (2), полученное на выходе модели погрешностей;
Z(k) суммарная погрешность, полученная независимым путем по данным, определенным с высокой точностью в месте проведения операции по уточнению коэффициентов калибровки (с известными g и φ).The adjustment of the coefficients C (K + 1) can be performed using fairly simple gradient procedures based on setting the mean-square loss function of the form
M [ε 2 (k)] [
Figure 00000026
)] 2 , (3) where
Figure 00000027
(k) expression (2) obtained at the output of the error model;
Z (k) is the total error obtained independently from the data determined with high accuracy at the location of the operation to refine the calibration coefficients (with known g and φ).

Функция (3), представляющая собой дисперсию на выходе модели, описывающей погрешности ДПНИ, может быть представлена в следующем виде:
М[ ε2(k)] M[Z(k) H(k)C(k)]2 (4)
Она минимизируется относительно коэффициентов С(k). Оптимальный вектор коэффициентов может быть определен как путем решения уравнения Винера-Хопфа, так и используя МНК. Однако особенность навигационной системы в том, что невозможно получить ансамбль реализации для вычисления дисперсии, приходится работать с единичной реализацией, получаемой на выходе блока ЧЭ. В этом случае для уточнения коэффициентов целесообразно использовать алгоритм Impoy дл мгновенного значения дисперсии (3)
C(k+1) C(k) + 2 μНT(k)ε (k), (5) где μ коэффициент сходимости, определяющий устойчивость и скорость адаптации, подбирается обычно экспериментально.Function (3), which is the variance at the output of the model describing the errors of the DPNI, can be represented in the following form:
M [ε 2 (k)] M [Z (k) H (k) C (k)] 2 (4)
It is minimized with respect to the coefficients C (k). The optimal vector of coefficients can be determined both by solving the Wiener-Hopf equation, and using OLS. However, the peculiarity of the navigation system is that it is impossible to obtain an implementation ensemble for calculating the variance; you have to work with a single implementation obtained at the output of the SE block. In this case, to refine the coefficients, it is advisable to use the Impoy algorithm for the instantaneous variance value (3)
C (k + 1) C (k) + 2 μН T (k) ε (k), (5) where μ the coefficient of convergence, which determines the stability and rate of adaptation, is usually chosen experimentally.

Величина ε (k) в выражении (5) есть разность [z(k)-

Figure 00000028
(k)] Найти значение Z(k) можно следующим образом.The quantity ε (k) in expression (5) is the difference [z (k) -
Figure 00000028
(k)] Find the value of Z (k) as follows.

Одновременно с измерением в дискретные моменты времени значений ускорений и угловых скоростей с ДПНИ Wх и ωx осуществляется измерение величины угла разворота платформы с помощью измерителя угла поворота (датчика угла на оси вращения блока ЧЭ или внешнего измерителя) за период дискретности (опроса ДПНИ). Определяется истинное отклонение оси чувствительности акселерометра от вертикали места калибровки и находится независимое значение ускорения в дискретные моменты времени
Wx Н go .sin α где α угол отклонения оси чувствительности от вертикали места. Одновременно определяется угловая скорость перемещения платформы с блоком ЧЭ, которая суммируется с угловой скоростью вращения Земли в точке калибровки (для известного φ ) ωx н. Разность

Figure 00000029
-
Figure 00000030
=
Figure 00000031
= z(k) (6) есть независимая суммарная погрешность навигационной системы. Отсюда величина ε (k) имеет вид
ε(k) z(k)-
Figure 00000032
(k).Simultaneously with measuring at discrete time instants the values of accelerations and angular velocities with DPNI W x and ω x , the angle of rotation of the platform is measured using a rotation angle meter (angle sensor on the axis of rotation of the SE block or an external meter) for the period of discreteness (polling DPNI). The true deviation of the axis of sensitivity of the accelerometer from the vertical of the calibration location is determined and an independent value of acceleration at discrete time instants is found
W x H g o . sin α where α is the angle of deviation of the sensitivity axis from the vertical of the place. At the same time, the angular velocity of the platform with the ChE block is determined, which is summed with the angular velocity of the Earth's rotation at the calibration point (for a known φ) ω x n . Difference
Figure 00000029
-
Figure 00000030
=
Figure 00000031
= z (k) (6) is the independent total error of the navigation system. Hence the quantity ε (k) has the form
ε (k) z (k) -
Figure 00000032
(k).

Cравнение результатов определения коэффициентов модели погрешностей с использованием для вычисления коэффициентов простых градиентных процедур и способа, взятого за прототип, показало, что в предлагаемом способе достигается та же точность оценивания коэффициентов, что в способе-прототипе, но за время, равное 1-2 мин (в прототипе ≈ 60 мин). A comparison of the results of determining the coefficients of the error model using simple gradient procedures and the method taken as a prototype for calculating the coefficients showed that the proposed method achieves the same accuracy of coefficient estimation as in the prototype method, but for a time equal to 1-2 min ( prototype ≈ 60 min).

Claims (1)

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТОВ МОДЕЛИ ИНСТРУМЕНТАЛЬНЫХ ПОГРЕШНОСТЕЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ, основанный на вычислении значений коэффициентов, отличающийся тем, что коррекцию значений коэффициентов осуществляют путем равномерного перемещения блока чувствительных элементов из одного фиксированного положения в другое, одновременно осуществляя измерение действующих на блок чувствительных элементов значений ускорений и угловых скоростей в дискретные моменты времени, умножение измеренных значений ускорений и угловых скоростей самих на себя и друг на друга в соответствии с принятой моделью погрешностей, умножение полученных значений ускорений, угловых скоростей и их произведений на коэффициенты модели погрешностей, суммирование полученных произведений в соответствии с принятой моделью погрешностей, измерение углов поворота блока чувствительных элементов, вычисление в каждый дискретный момент времени независимых значений угловой скорости и ускорения по измерительным осям, вычисление независимых суммарных погрешностей навигационной системы путем вычитания из значений ускорений и угловых скоростей, полученных с блока чувствительных элементов, значений ускорений и угловых скоростей, полученных независимым путем, вычитание вычисленных независимых суммарных погрешностей из значений погрешностей, полученных в соответствии с принятой моделью погрешностей, вычисление новых значений коэффициентов. METHOD FOR DETERMINING THE INSTRUMENTAL INSTRUMENTAL ERRORS OF THE NAVIGATION SYSTEM MODEL COEFFICIENTS, based on the calculation of the coefficient values, characterized in that the correction of the coefficient values is carried out by uniformly moving the block of sensitive elements from one fixed position to another, while simultaneously measuring the speed of the accelerations and angles acting on the block of sensitive elements discrete time instants, multiplying the measured values of accelerations and angular velocities themselves on itself and on each other in accordance with the accepted model of errors, multiplying the obtained values of accelerations, angular velocities and their products by the coefficients of the model of errors, summing the obtained products in accordance with the accepted model of errors, measuring the rotation angles of the block of sensitive elements, calculating at every discrete moment time of the independent values of the angular velocity and acceleration along the measuring axes, the calculation of the independent total errors of the navigation system by subtracting from values of accelerations and angular velocities obtained from the block of sensitive elements, values of accelerations and angular velocities obtained independently, subtracting the calculated independent total errors from the values of the errors obtained in accordance with the accepted model of errors, calculating new values of the coefficients.
SU5055411 1992-07-20 1992-07-20 Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system RU2049311C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5055411 RU2049311C1 (en) 1992-07-20 1992-07-20 Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5055411 RU2049311C1 (en) 1992-07-20 1992-07-20 Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2049311C1 true RU2049311C1 (en) 1995-11-27

Family

ID=21609934

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5055411 RU2049311C1 (en) 1992-07-20 1992-07-20 Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2049311C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2504734C1 (en) * 2012-06-28 2014-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of inertial navigation system as per satellite navigation measurements
RU2505785C1 (en) * 2012-06-28 2014-01-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system
RU2566427C1 (en) * 2014-08-06 2015-10-27 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests
RU2658509C1 (en) * 2017-03-22 2018-06-21 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВО ИрГУПС) Method of simulation statistical modeling of locomotive integrated navigation system

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Адаптивные фильтры. /Под ред. К. Ф. Н. Кауэна. М.: Мир, 1989, с.60-65. *
Репников А. В., Тихонов В. А. и Вальдовский А. В. Оценка точности идентификации инструментальных погрешностей инерциальных навигационных систем при дополнительном вращении блока чувствительных элеметов. - Изв. ВУЗов. Приборостроение, 1987, N 10, с.62-67. *
Тихонов В. А. Влияние способа переориентации блока чувствительных элементов на точность оценивания инструментальных погрешностей ИНС. - Изв. ВУЗОв, Приборостроение, 1990, N 1, с.70-75. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2504734C1 (en) * 2012-06-28 2014-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of inertial navigation system as per satellite navigation measurements
RU2505785C1 (en) * 2012-06-28 2014-01-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system
RU2566427C1 (en) * 2014-08-06 2015-10-27 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests
RU2658509C1 (en) * 2017-03-22 2018-06-21 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВО ИрГУПС) Method of simulation statistical modeling of locomotive integrated navigation system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6859727B2 (en) Attitude change kalman filter measurement apparatus and method
US5527003A (en) Method for in-field updating of the gyro thermal calibration of an intertial navigation system
CA2381196C (en) Vibration compensation for sensors
Ferraris et al. Three-Axis Rate Gyros and Accelerometers
US5296855A (en) Offset correction apparatus of turning angular velocity sensor
US6853947B1 (en) Dynamic attitude measurement method and apparatus
JP5068531B2 (en) Method and system for improving the accuracy of inertial navigation measurements using measured and stored gravity gradients
RU2395061C1 (en) Method to determine position of movable objects and integrated navigation system to this end
US20070100550A1 (en) Systems and methods for reducing vibration-induced errors in inertial sensors
US8768621B2 (en) Signal processing module, navigation device with the signal processing module, vehicle provided with a navigation device and method of providing navigation data
CN112683269B (en) MARG attitude calculation method with motion acceleration compensation
EP1896796A1 (en) Method for combining continuous and discontinuous inertial instrument measurements and inertial navigation system using the same
GB1590552A (en) Geodetic survey method
KR19980042029A (en) Method and apparatus for sculling correction in a strap-down inertial navigation system
Noureldin et al. Inertial navigation system
RU2504734C1 (en) Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of inertial navigation system as per satellite navigation measurements
US5828980A (en) Coning compensation in strapdown inertial navigation systems
RU2049311C1 (en) Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system
JP2884263B2 (en) Dither signal removal device for ring laser gyro
JPH04231813A (en) Method for measuring angle and angular characteristic curve
RU2092402C1 (en) Method of calibration of gyro-inertial meters of gimballess inertial navigation attitude control system of space vehicle
CA1251563A (en) Doppler-inertial data loop for navigation system
DEYST JR et al. Strapdown inertial system alignment using statistical filters-A simplified formulation.
CN113049005A (en) GNSS position method assisted DVL error calibration method and system
Tikhomirov et al. Calibration of a strapdown INS with an inertial measurement unit installed on shock absorbers