RU2054162C1 - Method for computation of parking direction for aircraft - Google Patents

Method for computation of parking direction for aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2054162C1
RU2054162C1 RU93043431A RU93043431A RU2054162C1 RU 2054162 C1 RU2054162 C1 RU 2054162C1 RU 93043431 A RU93043431 A RU 93043431A RU 93043431 A RU93043431 A RU 93043431A RU 2054162 C1 RU2054162 C1 RU 2054162C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
inputs
unit
multiplication
Prior art date
Application number
RU93043431A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU93043431A (en
Inventor
Николай Михайлович Расолько
Геннадий Иванович Метлицкий
Виктор Александрович Медынский
Original Assignee
Николай Михайлович Расолько
Геннадий Иванович Метлицкий
Виктор Александрович Медынский
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 Николай Михайлович Расолько, Геннадий Иванович Метлицкий, Виктор Александрович Медынский filed Critical Николай Михайлович Расолько
Priority to RU93043431A priority Critical patent/RU2054162C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2054162C1 publication Critical patent/RU2054162C1/en
Publication of RU93043431A publication Critical patent/RU93043431A/en

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: navigation. SUBSTANCE: method involves alternating sight of two reflectors, which are mounted on aircraft, by means of ganged laser distance meter and optical theodolite. Then azimuth angles and corresponding distances are measured. Direction to parking is calculated by computing unit with respect to heading set by inertial navigation system. EFFECT: increased speed of determination of parking direction due to internal computing unit and stationary device position as airport equipment. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение касается измерений и может быть использовано при определении стояночного курса летательного аппарата (ЛА). The invention relates to measurements and can be used in determining the parking course of an aircraft (LA).

Известно устройство определения и устранения девиации, содержащее блок выставки с теодолитом, установленный на корпусе гироплатформы инерциальной системы ЛА, и наземный ориентир с известным азимутом относительно точки привязки ЛА. Недостатком данной системы является ее полуавтономность, обусловленная необходимостью привязки ЛА к точке с заранее известным азимутом относительно наземного ориентира. A device for determining and eliminating deviation, comprising an exhibition unit with a theodolite mounted on the gyro platform of the inertial system of an aircraft, and a landmark with a known azimuth relative to the anchor point of the aircraft. The disadvantage of this system is its semi-autonomy, due to the need to bind the aircraft to a point with a predetermined azimuth relative to a landmark.

Наиболее близким к изобретению является устройство для определения стояночного курса ЛА, включающее сопряженные инерциальную навигационную систему (ИНС), задающую базовое направление меридиана, и оптический теодолит, выдающий значение стояночного курса на средства индикации по измерениям относительно двух реперных точек, расположенных вдоль продольной оси ЛА. Недостатком данного устройства является длительное время определения стояночного курса группы ЛА, что связано с необходимостью его последовательного перемещения от ЛА к ЛА, а также зависимостью точности определения от аргономических (субъективных) способностей оператора. Closest to the invention is a device for determining the parking course of an aircraft, including a conjugate inertial navigation system (ANN) that defines the base direction of the meridian, and an optical theodolite that provides the value of the parking course to indicating means by measuring relative to two reference points located along the longitudinal axis of the aircraft. The disadvantage of this device is the long time it takes to determine the parking course of an aircraft group, which is associated with the need for its sequential movement from LA to LA, as well as the dependence of the accuracy of determination on the operator's argonomic (subjective) abilities.

Задача изобретения сокращение времени определения стояночного курса ЛА и тем самым уменьшение времени подготовки самолета к вылету. The objective of the invention is to reduce the time to determine the parking course of the aircraft and thereby reduce the time it takes to prepare the aircraft for departure.

Задача решается за счет того, что в устройстве определения стояночного курса летательного аппарата, содержащем инерциальную навигационную систему, оптический теодолит и средство индикации, дополнительно введены лазерный дальномер, сопряженный с оптическим теодолитом, два съемных уголковых отражателя, блок управления измерениями и вычислитель, первый и второй входы которого связаны соответственно с выходами оптического теодолита и лазерного дальномера, входы которых связаны с выходом блока управления измерениями и третьим входом вычислителя, четвертый вход которого связан с ИНС, а выход соединен со входом средства индикации, а два съемных уголковых отражателя установлены на фюзеляже вдоль продольной оси ЛА. The problem is solved due to the fact that in the device for determining the parking course of an aircraft containing an inertial navigation system, an optical theodolite and indicating means, an additional laser range finder coupled with an optical theodolite, two removable corner reflectors, a measurement control unit and a calculator, the first and second the inputs of which are connected respectively with the outputs of the optical theodolite and the laser range finder, whose inputs are connected with the output of the measurement control unit and the third input islitelya, the fourth input of which is connected to the INS, and an output connected to the input indication means, and two removable roof reflector fitted to the fuselage longitudinal axis LA.

Кроме того вычислитель содержит первый и второй триггеры, первый, второй, третий и четвертый блоки вычитания, первый и второй сумматоры, первый и второй блоки умножения, блок деления, первый и второй функциональные преобразователи, причем первые входы первого и второго триггеров соединены соответственно с первым и вторым входами вычислителя, а вторые входы с третьим входом вычислителя, четвертый вход которого соединен со вторым входом второго сумматора, первый вход которого через первый блок умножения соединен с выходом первого блока вычитания, первый и второй входы которого соединены с соответствующими выходами первого триггера, первый и второй выходы второго триггера соединены соответственно с первым входами второго блока вычитания и первого сумматора, и вторыми входами второго блока вычитания и первого сумматора, выходы которого соединены со входами первого блока деления, выход которого соединен со вторым входом второго блока умножения, первый вход которого через второй функциональный преобразователь соединен с выходом первого блока умножения, выход второго блока умножения через первый функциональный преобразователь соединен с первым входом третьего блока вычитания, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора, выход третьего блока вычитания соединен с первым входом четвертого блока вычитания, второй вход которого соединен с первым выходом первого триггера, а выход с выходом блока вычислителя. In addition, the calculator contains the first and second triggers, the first, second, third and fourth subtraction blocks, the first and second adders, the first and second multiplication blocks, the division block, the first and second functional converters, the first inputs of the first and second triggers connected respectively to the first and the second inputs of the calculator, and the second inputs with the third input of the calculator, the fourth input of which is connected to the second input of the second adder, the first input of which is connected through the first multiplication block to the output of the first block Italy, the first and second inputs of which are connected to the corresponding outputs of the first trigger, the first and second outputs of the second trigger are connected respectively to the first inputs of the second subtraction unit and the first adder, and the second inputs of the second subtraction unit and the first adder, the outputs of which are connected to the inputs of the first division unit the output of which is connected to the second input of the second multiplication unit, the first input of which through the second functional converter is connected to the output of the first multiplication unit, the output of the second unit and multiplication through the first functional converter is connected to the first input of the third subtraction block, the second input of which is connected to the output of the second adder, the output of the third subtraction block is connected to the first input of the fourth subtraction block, the second input of which is connected to the first output of the first trigger, and the output to the output of the block calculator.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:
связи между новыми и известными признаками, т.е. новая схема устройства;
схема вычислителя.New features that have significant differences are:
the relationship between new and known features, i.e. new device diagram;
calculator circuit.

Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных технических решениях не обнаружены. These signs have significant differences, as they are not found in the known technical solutions.

Применение всех новых признаков позволяет сократить время определения стояночного курса ЛА за счет замены длительного процесса наведения вычислениями и размещением устройства стационарно в определенном месте аэродрома и последовательного определения стояночного курса группы ЛА без перемещения устройства к каждому самолету. The use of all the new features allows to reduce the time for determining the aircraft parking course by replacing the lengthy guidance process with calculations and placing the device stationary at a specific location in the aerodrome and sequentially determining the parking course of the aircraft group without moving the device to each aircraft.

На фиг. 1 изображена структурная схема устройства для определения стояночного курса ЛА; на фиг. 2 структурная схема вычислителя; на фиг. 3 схема процесса измерения стояночного курса. In FIG. 1 shows a structural diagram of a device for determining the parking course of an aircraft; in FIG. 2 block diagram of the calculator; in FIG. 3 diagram of the process of measuring the parking course.

Устройство для определения стояночного курса ЛА содержит ИНС 1, оптический теодолит 2 и средства индикации 3, а также дополнительно введенные лазерный дальномер 4, два съемных уголковых отражателя 5, блок 6 управления измерениями и вычислитель 7, первый и второй входы которого связаны соответственно с выходами оптического теодолита 2 и лазерного дальномера 4, входы которых связаны с выходом блока 6 управления измерениями и третьим входом вычислителя 7, четвертый вход которого связан с инерциальной навигационной системой 1, а выход соединен со входом средства индикации 3, два съемных уголковых отражателя 5 устанавливаются на фюзеляже вдоль продольной оси ЛА. The device for determining the aircraft parking course contains ANN 1, optical theodolite 2 and indicating means 3, as well as an additionally introduced laser rangefinder 4, two removable corner reflectors 5, measurement control unit 6 and calculator 7, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the optical theodolite 2 and the laser range finder 4, the inputs of which are connected to the output of the measurement control unit 6 and the third input of the calculator 7, the fourth input of which is connected to the inertial navigation system 1, and the output is connected to the input of the indicating means 3, two removable corner reflectors 5 are mounted on the fuselage along the longitudinal axis of the aircraft.

Кроме того, указанная цель достигается тем, что вычислитель содержит первый 8 и второй 9 триггеры, первый 10, второй 11, третий 12 и четвертый 13 блоки вычитания, первый 14 и второй 15 сумматоры, первый 16 и второй 17 блоки умножения, блок 18 деления, первый 19 и второй 20 функциональные преобразователи, причем первые входы первого 8 и второго 9 триггеров соединены соответственно с первым и вторым входами вычислителя 7, а вторые входы с третьим входом вычислителя 7, четвертый вход которого соединен со вторым входом второго 15 сумматора, первый вход которого через первый блок 16 умножения соединен с выходом первого блока 10 вычитания, первый и второй входы которого соединены с соответствующими выходами первого 8 триггера, первый и второй выходы второго 9 триггера соединены соответственно с первыми входами второго блока 11 вычитания и первого 14 сумматора, и вторыми входами второго блока 11 вычитания и первого 14 сумматора, выходы которых соединены со входами блока 18 деления, выход которого соединен со вторым входом второго блока 17 умножения, первый вход которого через второй 20 функциональный преобразователь соединен с выходом первого блока 16 умножения, выход второго блока 17 умножения через первый 19 функциональный преобразователь соединен с первым входом третьего блока 12 вычитания, второй вход которого соединен с выходом второго 15 сумматора, выход третьего блока 12 вычитания соединен с первым входом четвертого блока 13 вычитания, второй вход которого соединен с первым выходом первого 8 триггера, а выход с выходом вычислителя 7. In addition, this goal is achieved in that the calculator contains first 8 and second 9 triggers, first 10, second 11, third 12 and fourth 13 subtraction blocks, first 14 and second 15 adders, first 16 and second 17 multiplication blocks, division block 18 , the first 19 and second 20 functional converters, the first inputs of the first 8 and second 9 triggers connected respectively to the first and second inputs of the calculator 7, and the second inputs to the third input of the calculator 7, the fourth input of which is connected to the second input of the second 15 adder, the first input which h cut the first multiplication block 16 is connected to the output of the first subtraction block 10, the first and second inputs of which are connected to the corresponding outputs of the first 8 trigger, the first and second outputs of the second 9 trigger are connected respectively to the first inputs of the second subtraction block 11 and the first 14 adder, and second inputs a second subtraction unit 11 and a first adder 14, the outputs of which are connected to the inputs of the division unit 18, the output of which is connected to the second input of the second multiplication unit 17, the first input of which through the second 20 functional conversion The target is connected to the output of the first multiplication block 16, the output of the second multiplication block 17 through the first 19 functional converter is connected to the first input of the third subtraction block 12, the second input of which is connected to the output of the second adder 15, the output of the third subtraction block 12 is connected to the first input of the fourth block 13 subtraction, the second input of which is connected to the first output of the first 8 trigger, and the output with the output of the calculator 7.

Блок управления измерениями предназначен для синхронизации во времени по двум уголковым отражателям 5 путем управляющего воздействия на первый 8 и второй 9 триггеры. Средство индикации 3 представляет собой указатель стояночного курса ЛА. The measurement control unit is designed to synchronize in time across two corner reflectors 5 by controlling the first 8 and second 9 triggers. Indicator 3 is a pointer to the parking course of the aircraft.

Устройство для измерения стояночного курса работает следующим образом. A device for measuring the parking course works as follows.

В произвольной точке аэродрома устанавливается электрооптическое угломерно-дальномерное устройство и задается базовое направление меридиана с помощью инерциальной навигационной системы 1, например типа МИС. На фюзеляже ЛА устанавливаются два уголковых отражателя 5 в точках их крепления, расположенных вдоль оси ЛА. С помощью теодолита 2 и лазерного дальномера 4 измеряется азимут А1 и дальности L1 до первого уголкового отражателя 5, установленного в носовой части ЛА, затем аналогично измеряются азимут А2 и дальность L2 до второго уголкового отражателя 5, расположенного в хвостовой части ЛА. В вычислительном устройстве на основании выполненных измерений вычисляется дополнительный угол β следующим образом. На фиг. 3 в треугольнике обозначим смежные с осью Х углы через α и κ. Тогда согласно (6) имеем:
tg

Figure 00000001
Figure 00000002
ctg
Figure 00000003
; (1)
Figure 00000004
90°-
Figure 00000005
(2)
Из совместного решения (1) и (2) получим:
α 90°-
Figure 00000006
+ arctg
Figure 00000007
ctg
Figure 00000008
(3)
С учетом того, что β 180о α имеем:
β 90°+
Figure 00000009
+ arctg
Figure 00000010
ctg
Figure 00000011
(4)
С учетом вычисленного угла β стояночный курс ЛА определяется:
ψo А1 β
Вычислитель 2, реализующий выражение (4) и (5), работает следующим образом.At an arbitrary point on the aerodrome, an electro-optical goniometer-rangefinder is installed and the base direction of the meridian is set using an inertial navigation system 1, for example, a MIS type. On the fuselage of the aircraft are two corner reflectors 5 at the points of their attachment, located along the axis of the aircraft. Using theodolite 2 and a laser range finder 4, the azimuth A 1 and the range L 1 to the first angular reflector 5 installed in the nose of the aircraft are measured, then the azimuth A 2 and the range L 2 to the second angular reflector 5 located in the tail of the aircraft are measured. In the computing device based on the measurements taken, an additional angle β is calculated as follows. In FIG. 3 in a triangle, denote angles adjacent to the X axis by α and κ. Then according to (6) we have:
tg
Figure 00000001
Figure 00000002
ctg
Figure 00000003
; (one)
Figure 00000004
90 ° -
Figure 00000005
(2)
From the joint solution of (1) and (2) we get:
α 90 ° -
Figure 00000006
+ arctg
Figure 00000007
ctg
Figure 00000008
(3)
Given the fact that β 180 about α we have:
β 90 ° +
Figure 00000009
+ arctg
Figure 00000010
ctg
Figure 00000011
(4)
Given the calculated angle β, the aircraft parking course is determined by:
ψ o A 1 β
Calculator 2, which implements expressions (4) and (5), works as follows.

На первые входы первого 8 и второго 9 триггеров поступают сигналы, пропорциональные азимутам А1, А2 и дальностям L1, L2 до уголковых отражателей 5, а на вторые их входы поступают сигналы от блока 6 управления измерениями и осуществляется синхронизация измерений по времени. Сигналы с выходов триггеров поступают на первый 10 и второй 11 блоки вычитания и первый 17 сумматор, где формируются сигналы А1 А2, L1 L2, L1 + L2 соответственно. Сигнал А2 А1 с первого блока 10 вычитания поступает на первый блок 14 умножения, где умножается на 0,5. С выхода первого 14 блока умножения полученный сигнал поступает на вход второго 20 функционального преобразователя, а также на первый вход второго 18 сумматора, на второй вход которого поступает сигнал со сдвигом на 90о от ИНС. Сформированный на входе второго 20 функционального преобразователя сигнал
ctg

Figure 00000012
поступает на первый вход второго блока 15 умножения, а сформированный на выходе второго 19 сумматора сигнал
90°+
Figure 00000013
поступает на второй вход третьего блока 12 вычитания. Разность L2 L1 с выхода второго блока 11 вычитания и сумма 2 + 1 с выхода первого 17 сумматора поступают на блок 16 деления и далее на второй вход второго блока 15 умножения. Сформированный на выходе второго блока 15 умножения сигнал
Figure 00000014
ctg
Figure 00000015
поступает на вход первого 19 функционального преобразователя, где формируется сигнал
arctg
Figure 00000016
ctg
Figure 00000017

Полученный сигнал поступает на первый вход третьего блока 12 вычитания и вычитается из сигнала
90°+
Figure 00000018

Полученный на выходе третьего блока 12 вычитания сигнал равен дополнительному углу β. Данный сигнал поступает на первый вход четвертого блока 14 вычитания, на второй вход которого поступает сигнал, пропорциональный углу А1, а с выхода снимается сигнал, пропорциональный стояночному курсу ЛА ψo.The first inputs of the first 8 and second 9 triggers receive signals proportional to the azimuths A 1 , A 2 and the ranges L 1 , L 2 to the corner reflectors 5, and their second inputs receive signals from the measurement control unit 6 and the measurements are synchronized in time. The signals from the outputs of the triggers are fed to the first 10 and second 11 subtraction blocks and the first 17 adder, where the signals A 1 A 2 , L 1 L 2 , L 1 + L 2 are formed, respectively. The signal A 2 A 1 from the first subtraction block 10 is supplied to the first multiplication block 14, where it is multiplied by 0.5. From the output of the first 14 block of the multiplication, the received signal is fed to the input of the second 20 functional converter, as well as to the first input of the second 18 adder, the second input of which receives a signal with a shift of 90 about from the ANN. The signal generated at the input of the second 20 functional converter
ctg
Figure 00000012
arrives at the first input of the second block 15 multiplication, and the signal generated at the output of the second adder 19
90 ° +
Figure 00000013
arrives at the second input of the third block 12 subtraction. The difference L 2 L 1 from the output of the second subtraction block 11 and the sum of 2 + 1 from the output of the first 17 adder go to the division block 16 and then to the second input of the second multiplication block 15. The signal generated at the output of the second multiplication block 15
Figure 00000014
ctg
Figure 00000015
enters the input of the first 19 functional converter, where a signal is generated
arctg
Figure 00000016
ctg
Figure 00000017

The received signal is fed to the first input of the third subtraction unit 12 and is subtracted from the signal
90 ° +
Figure 00000018

The signal obtained at the output of the third subtraction unit 12 is equal to the additional angle β. This signal is fed to the first input of the fourth subtraction unit 14, the second input of which receives a signal proportional to the angle A 1 , and a signal proportional to the aircraft parking speed ψ o is taken from the output.

Применение предлагаемого устройства для определения стояночного курса ЛА позволяет сократить время определения его стояночного курса. The use of the proposed device for determining the parking rate of the aircraft reduces the time to determine its parking rate.

Claims (2)

1. УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СТОЯНОЧНОГО КУРСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее инерциальную навигационну, систему (ИНС), оптический теодолит и средство индикации, отличающееся тем, что в него дополнительно введены лазерный дальномер, сопряженный с оптическим теодолитом, два съемных уголковых отражателя, блок управления измерениями и вычислитель, первый и второй входы которого связаны соответственно с выходами оптического теодолита и лазерного дальномера, связанных своими входами с выходом блока управления измерениями и третьим входом вычислителя, четвертый вход которого связан с выходом ИНС, выход - со средствами индикации, а два съемных уголковых отражателя установлены на фюзеляже летательного аппарата вдоль его строительной оси. 1. A DEVICE FOR DETERMINING A PARKING COURSE OF A FLIGHT APPLIANCE, containing an inertial navigation system (ANN), an optical theodolite and indicating means, characterized in that it additionally includes a laser range finder coupled to an optical theodolite, two removable corner reflectors, a measurement control unit and a computer, the first and second inputs of which are connected respectively with the outputs of the optical theodolite and laser range finder, connected by their inputs to the output of the measurement control unit and the third input a computer house, the fourth input of which is connected to the ANN output, the output is connected with indicating means, and two removable corner reflectors are mounted on the aircraft fuselage along its construction axis. 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что вычислитель содержит два триггера, четыре блока вычитания, два сумматора, два блока умножения, блок деления и два функциональных преобразователя, причем первые входы триггеров соединены соответственно с первым и вторым входами вычислителя, а вторые входы - с третьим входом вычислителя, четвертый вход которого соединен с вторым входом второго сумматора, первый вход которого через первый блок умножения соединен с выходом первого блока вычитания, первый и второй входы которого соединены с соответствующими выходами первого триггера, первый и второй выходы второго триггера соединены соответственно с первыми входами второго блока вычитания и первого сумматора и вторыми входами второго блока вычитания и первого сумматора, выходы которых соединены с входами блока деления, выход которого соединен с вторым входом второго блока умножения, первый вход которого через второй функциональный преобразователь соединен с выходом первого блока умножения, выход второго блока умножения через первый функциональный преобразователь соединен с первым входом третьего блока вычитания, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора, выход третьего блока вычитания соединен с первым входом четвертого блока вычитания, второй вход которого соединен с первым выходом первого триггера, а выход соединен с выходом вычислителя. 2. The device according to claim 1, characterized in that the calculator contains two triggers, four subtraction blocks, two adders, two multiplication blocks, a division block and two functional converters, the first inputs of the triggers being connected respectively to the first and second inputs of the calculator, and the second inputs - with the third input of the calculator, the fourth input of which is connected to the second input of the second adder, the first input of which through the first multiplication unit is connected to the output of the first subtraction unit, the first and second inputs of which are connected to With the output outputs of the first trigger, the first and second outputs of the second trigger are connected respectively to the first inputs of the second subtraction unit and the first adder and the second inputs of the second subtraction unit and the first adder, the outputs of which are connected to the inputs of the division unit, the output of which is connected to the second input of the second multiplication unit, the first input of which through the second functional converter is connected to the output of the first multiplication block, the output of the second multiplication block through the first functional converter is connected to th input of the third subtracter, a second input coupled to an output of the second adder, a third subtractor output is connected to a first input of the fourth subtracting unit, the second input of which is connected to the first output of the first flip-flop, and an output coupled to the output of the calculator.
RU93043431A 1993-08-31 1993-08-31 Method for computation of parking direction for aircraft RU2054162C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU93043431A RU2054162C1 (en) 1993-08-31 1993-08-31 Method for computation of parking direction for aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU93043431A RU2054162C1 (en) 1993-08-31 1993-08-31 Method for computation of parking direction for aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2054162C1 true RU2054162C1 (en) 1996-02-10
RU93043431A RU93043431A (en) 1997-04-10

Family

ID=20147105

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU93043431A RU2054162C1 (en) 1993-08-31 1993-08-31 Method for computation of parking direction for aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2054162C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103900609A (en) * 2014-03-26 2014-07-02 哈尔滨工程大学 Real-time course precision detection system and method for inertial navigation system for ships

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Система СОУД. Техническое описание 6Д1.790.056 ТО, 1977. 2. Воробьев Л.М. Воздушная навигация. - М.: Машиностроение, 1984. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103900609A (en) * 2014-03-26 2014-07-02 哈尔滨工程大学 Real-time course precision detection system and method for inertial navigation system for ships
CN103900609B (en) * 2014-03-26 2016-08-17 哈尔滨工程大学 The course precision real-time detecting system of a kind of marine aided inertial navigation system and detection method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4384293A (en) Apparatus and method for providing pointing information
US3849636A (en) Method and apparatus for determining the position of a vehicle
JP7568036B2 (en) Position measuring device, position measuring method, and program
GB1219862A (en) Apparatus for doppler-inertial navigation systems
RU2103202C1 (en) Method of determination of relative position and trajectory of two space vehicles and device for realization of this method
US3683378A (en) Heading error computer
RU2054162C1 (en) Method for computation of parking direction for aircraft
RU2617147C1 (en) Method for initial orienting gyroscopic navigation system for land mobiles
RU2308681C1 (en) Gyroscopic navigation system for movable objects
KR100760979B1 (en) The system for detecting position of vessel and the method thereof
RU2087867C1 (en) Complex inertia-satellite navigation system
RU2811344C2 (en) Method of optical-inertial navigation with automatic selection of scale factor
RU2231757C1 (en) Method of determination of vector of ground speed and drift angle of flying vehicle
RU2773872C2 (en) Odometric navigation system
RU2195632C2 (en) Complex coordinate reckoning equipment
RU2056037C1 (en) Directional gyro compass
RU2006794C1 (en) Method of determination of coordinates of vehicles
JPH0785019B2 (en) Heading measurement device
RU2085850C1 (en) System of course and vertical and method determining magnetic course
RU2107897C1 (en) Method of inertia navigation
RU2230294C1 (en) Navigational complex for flying vehicle
RU2229686C1 (en) Combined navigation system
RU2256154C1 (en) Method for measurement of flight vehicle attitudes
JPS6239883B2 (en)
SU728349A1 (en) Device for measuring deviation from the given craft landing time