RU2087867C1 - Complex inertia-satellite navigation system - Google Patents
Complex inertia-satellite navigation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2087867C1 RU2087867C1 RU93006033/28A RU93006033A RU2087867C1 RU 2087867 C1 RU2087867 C1 RU 2087867C1 RU 93006033/28 A RU93006033/28 A RU 93006033/28A RU 93006033 A RU93006033 A RU 93006033A RU 2087867 C1 RU2087867 C1 RU 2087867C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- outputs
- inputs
- navigation
- calculator
- unit
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано при проектировании комплексных навигационных систем для воздушных и морских судов, а также других транспортных средств. The invention relates to navigation technology and can be used in the design of integrated navigation systems for aircraft and ships, as well as other vehicles.
Одним из основных требований к навигационным системам различных транспортных средств является обеспечение безопасности их движения, что в первую очередь связано с высокой точностью и надежностью определения параметров движения. One of the main requirements for the navigation systems of various vehicles is to ensure the safety of their movement, which is primarily associated with high accuracy and reliability of determining motion parameters.
Наиболее близкой к предлагаемой системе по технической сущности и эффекту является система [1] которая содержит антенну, связанную через усилитель с четырехканальным радиоприемником, выходы которого подключены к первой группе входов вычислителя местоположения навигационных искусственных спутников Земли (ИСЗ), вторая группа входов которого соединена с выходами блока начальной установки альманаха данных о ИСЗ, а третий вход упомянутого вычислителя подключен к выходу таймера, связанного с соответствующим выходом приемника. Выходы вычислителя местоположения ИСЗ подключены к первой группе входов блока выделения радиовидимых ИСЗ, выходы которого соединены с входами блока выбора рабочего созвездия ИСЗ. Выходы блока выбора рабочего созвездия ИСЗ подключены к входам блока вычисления местоположения пользователя, выходы которого соединены с входами дисплея. Кроме того, система содержит блок ввода начальных данных о собственном положении пользователя, подключенный выходами к входам блока грубого вычисления местоположения пользователя, выходы которого соединены с другой группой входов блока выделения радиовидимых ИСЗ. На случай потери радиоконтакта с одним из спутников рабочего созвездия введен блок периодической выставки упрежденного времени, подключенный выходом к третьим входам блока грубого вычисления собственного местоположения системы и вычислителя местоположения ИСЗ, а также блок перехода к другому спутнику. Closest to the proposed system in terms of technical essence and effect is a system [1] which contains an antenna connected via an amplifier to a four-channel radio receiver, the outputs of which are connected to the first group of inputs of the computer for the location of navigation artificial Earth satellites (AES), the second group of inputs of which are connected to the outputs block initial installation of the almanac of satellite data, and the third input of the aforementioned computer is connected to the output of a timer associated with the corresponding output of the receiver. The outputs of the satellite location calculator are connected to the first group of inputs of the radio-visible satellite selection block, the outputs of which are connected to the inputs of the satellite constellation selection block. The outputs of the block for selecting the working constellation of the satellite are connected to the inputs of the block for calculating the location of the user, the outputs of which are connected to the inputs of the display. In addition, the system contains a block for inputting initial data on the user's own position, connected by outputs to the inputs of the block for rough calculation of the user's location, the outputs of which are connected to another group of inputs of the radio-visible satellite selection block. In case of loss of radio contact with one of the satellites of the working constellation, a unit of a periodic exhibition of anticipated time has been introduced, connected to the third inputs of the unit for rough calculation of the system’s own location and the satellite’s location calculator, as well as a unit for switching to another satellite.
Известная система довольно точно решает задачу определения местоположения пользователя в трехмерном пространстве, если имеет надежный радиоконтакт и достоверную информацию от всех четырех спутников выбранного рабочего созвездия, однако на поиск, захват и сопровождение этого созвездия затрачивают значительное время из-за неточного определения начального местоположения пользователя с ошибкой, составляющей сотни километров, о чем говорится в описании патента. The known system quite accurately solves the problem of determining the user's location in three-dimensional space, if it has reliable radio contact and reliable information from all four satellites of the selected working constellation, however, it takes considerable time to search, capture and maintain this constellation due to inaccurate determination of the user's initial location with an error component of hundreds of kilometers, as described in the description of the patent.
Технический результат изобретения повышение точности системы. The technical result of the invention improving the accuracy of the system.
Указанный результат достигается тем, что в систему, содержащую четырехканальный радиоприемник, связанный через усилитель с антенной, а выходами подключенный к первой группе входов вычислителя местоположения навигационных ИСЗ, вторая группа входов которого соединена с выходами блока начальной установки альманаха данных об ИСЗ, таймер, подключенный к синхронизирующему входу упомянутого вычислителя, блок выделения радиовидимых ИСЗ, подключенный первой группой входов к выходам вычислителя местоположения ИСЗ, а выходами связанный с входами блока выбора рабочего созвездия ИСЗ, выходы которого подключены к входам блока вычисления местоположения пользователя, а также дисплей и блок ввода начальных данных, согласно изобретению введены измеритель трех проекций абсолютной угловой скорости носителя системы, первый и третий выходы которого через первый блок коррекции, а второй выход непосредственно подключены к соответствующим входам вычислителя навигационных параметров, измеритель трех проекций кажущегося ускорения, подключенный через второй блок коррекции к входам вычислителя навигационных параметров, другая группа из четырех входов которого соединена с выходами блока ввода начальных данных, а один из входов его подключен к выходу таймера, при этом выходы вычислителя навигационных параметров с первого по шестой соединены через третий блок коррекции с одноименными выходами системы, а седьмой, восьмой и девятый выходы этого вычислителя связаны с одноименными выходами системы непосредственно, выходы системы с четвертого по девятый подключены к второй группе входов блока выделения радиовидимых ИСЗ, выходы вычислителя навигационных параметров с первого по шестой связаны с первой группой входов анализатора достоверности информации, вторая группа входов которого подключена к выходам блока вычисления местоположения пользователя, с первого по шестой выходы анализатора через блок управляемых ключей связаны с входами навигационного фильтра, а седьмой выход анализатора подключен к управляющим входам блока управляемых ключей и навигационного фильтра, первая группа из шести выходов которого подключена к соответствующим входам третьего блока коррекции, а группа из пяти выходов навигационного фильтра связана с соответствующими входами первого и второго блоков коррекции. Выходы системы связаны со входами дисплея. This result is achieved by the fact that in a system containing a four-channel radio receiver connected through an amplifier with an antenna and outputs connected to the first group of inputs of the navigation satellite location calculator, the second group of inputs connected to the outputs of the initial installation block of the satellite data almanac, a timer connected to to the synchronizing input of the aforementioned calculator, a radio-visible satellite separation unit, connected by the first group of inputs to the outputs of the satellite calculator, and the outputs connected to the input According to the invention, a meter for three projections of the absolute angular velocity of the carrier of the system is introduced, the first and third outputs of which are through the first correction block and the second the output is directly connected to the corresponding inputs of the calculator of navigation parameters, the meter of three projections of the apparent acceleration connected through the second block of correction to the inputs of the calculator a navigation parameter splitter, another group of four inputs of which is connected to the outputs of the input data input block, and one of its inputs is connected to the timer output, while the outputs of the navigation parameters calculator from the first to the sixth are connected through the third correction block to the system outputs of the same name, and the seventh , the eighth and ninth outputs of this calculator are directly connected to the system outputs of the same name, the outputs of the fourth to ninth system are connected to the second group of inputs of the radio-visible satellite selection block, you The odes of the first to sixth navigation parameters calculator are connected to the first group of inputs of the information reliability analyzer, the second group of inputs of which is connected to the outputs of the user location calculation unit, the first to sixth outputs of the analyzer are connected to the navigation filter inputs through the managed key block, and the seventh analyzer output is connected to the control inputs of a block of managed keys and a navigation filter, the first group of six outputs of which are connected to the corresponding inputs of the third correction lock, and a group of five outputs of the navigation filter is connected to the corresponding inputs of the first and second correction blocks. System outputs are connected to display inputs.
Сущность изобретения поясняется описанием и чертежами, где на фиг.1 приведена блок-схема предлагаемой системы; на фиг.2 блок схема, реализованного в вычислителе навигационных параметров алгоритма вычисления параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС); на фиг.3 блок-схема алгоритма вычисления сигналов коррекции БИНС, осуществляемая в навигационном фильтре и представляющая собой оптимальный фильтр Калмана; на фиг.4 пример схемной реализации анализатора достоверности информации. The invention is illustrated by the description and drawings, where figure 1 shows a block diagram of the proposed system; figure 2 is a block diagram implemented in the transmitter of the navigation parameters of the algorithm for computing the parameters of the strapdown inertial navigation system (SINS); figure 3 is a block diagram of the algorithm for calculating the correction signals SINS, implemented in the navigation filter and representing the optimal Kalman filter; figure 4 is an example of a circuit implementation of the analyzer reliability of information.
Блок управляющих ключей представляет собой набор ключей, коммутирующих поступающую из анализатора информацию по сигналу с одного из выходов этого анализатора. The control key block is a set of keys commuting information coming from the analyzer by a signal from one of the outputs of this analyzer.
Для упрощения понимания процесса коррекции внутренняя структура блоков коррекции показана непосредственно на фиг.1. В силу того, что внутреннее структурное построение этих блоков несущественно, в формуле изобретения они отражены в обобщенном виде. To simplify the understanding of the correction process, the internal structure of the correction blocks is shown directly in FIG. Due to the fact that the internal structural construction of these blocks is not essential, in the claims they are reflected in a generalized form.
В качестве измерителей трех проекций абсолютной угловой скорости и кажущегося ускорения могут быть использованы, например, три одноосных лазерных гироскопа и три акселерометра, оси которых образуют единую ортогональную систему координат, связанную с носителем системы. As meters of three projections of absolute angular velocity and apparent acceleration, for example, three uniaxial laser gyroscopes and three accelerometers can be used, the axes of which form a single orthogonal coordinate system associated with the carrier of the system.
Остальные блоки предлагаемой системы реализуют алгоритмы прототипа. The remaining blocks of the proposed system implement the prototype algorithms.
В соответствии с фиг.1 система содержит четырехканальный радиоприемник 1 (РП), связанный через усилитель 2 (Ус) с антенной 3 (А), а выходами подключенный к первой группе входов вычислителя 4 местоположения спутников (ВМС), вторая группа входов которого соединена с выходами блока 5 начальной установки альманаха данных о спутниках (БНУАДС), при этом синхронизирующий вход вычислителя 4 подключен к выходу таймера 6, а его выходы соединены с первой группой входов блока 7 выделения радиовидимых спутников (БВРВС), вторая группа выходов которого подключена к выходам системы с четвертого по девятый. Выходы блока 7 соединены с входами блока 8 выбора рабочего созвездия спутников (БВРСС), выходы которого в свою очередь подключены к соответствующим входам блока 9 вычисления местоположения пользователя (БВМП), подключенного выходами к второй группе из шести входов анализатора 10 достоверности информации (АДИ), первая группа из шести входов которого соединена с выходами с первого по шестой вычислителя 11 навигационных параметров (ВНП) и одноименными входами третьего блока 12 коррекции (Бл.К3). Первые шесть выходов анализатора 10 через блок 13 управляемых ключей (БУК) связаны с соответствующими входами навигационного фильтра 14 (НФ), а седьмой выход анализатора 10 подключен к управляющим входам блока 13 управляемых ключей и навигационного фильтра 14. In accordance with figure 1, the system contains a four-channel radio 1 (RP), connected through an amplifier 2 (Us) with an antenna 3 (A), and the outputs connected to the first group of inputs of the
Первая группа выходов навигационного фильтра 14 с шестого по одиннадцатый подключена к входам блока 12 с седьмого по двенадцатый, а вторая группа из пяти его выходов подключена соответственно к второму и четвертому входам первого блока 15 коррекции (Бл.К1) и второму, четвертому и шестому входам второго блока 16 коррекции (Бл.К2), при этом первый, третий и пятый входы блока 16 соединены с первым, вторым и третьим выходами измерителя 17 проекций кажущегося ускорения (ИПКУ), а первый и третий входы блока 15 подключены к одноименным выходам измерителя 18 проекций абсолютной угловой скорости (ИПАУС). The first group of outputs of the navigation filter 14 from the sixth to the eleventh is connected to the inputs of the
Два выхода блока 15 подключены соответственно к первому и второму входам вычислителя 11, а три выхода блока 16 соединены соответственно с третьим, четвертым и пятым входами упомянутого вычислителя 11, шестой вход которого подключен к второму выходу измерителя 18. Two outputs of
Входы вычислителя 11 с седьмого по десятый соединены с соответствующими выходами блока 19 ввода начальных данных (БВНД), одиннадцатый вход вычислителя 11 подключен к выходу таймера 6, седьмой, восьмой и девятый выходы вычислителя 11 соединены с седьмым, восьмым и девятым выходами системы, шесть выходов блока 12 связаны с одноименными выходами системы. Все выходы системы связаны с входами дисплея 20. The inputs of the calculator 11 from the seventh to the tenth are connected to the corresponding outputs of the block 19 input data input (BVND), the eleventh input of the calculator 11 is connected to the output of the
Анализатор 10 достоверности информации (см. фиг.4) содержит шесть сумматоров (21-26), первых входы которых подключены соответственно к входам блока с первого по шестой, а вторые входы соединены соответственно с входами анализатора 10 с седьмого по двенадцатый. Выходы упомянутых сумматоров соединены соответственно с выходами анализатора 10 с первого по шестой и с входами пороговых блоков 27 32, выходы которых через элемент 33 ИЛИ связаны с седьмым выходом анализатора. The information reliability analyzer 10 (see FIG. 4) contains six adders (21-26), the first inputs of which are connected respectively to the inputs of the unit from the first to the sixth, and the second inputs are connected respectively to the inputs of the
Предлагаемая комплексная инерциально-спутниковая навигационная система работает следующим образом. The proposed integrated inertial-satellite navigation system operates as follows.
Исходной информацией для определения навигационных параметров на выходе БИНС являются сигналы с трех жестко закрепленных на корпусе самолета и установленных ортогонально друг относительно друга лазерных гироскопа (ЛГ), входящих в состав измерителя 18 проекций абсолютной угловой скорости (ИПАУС), а также сигналы с установленных вдоль тех же осей акселерометров, например акселерометров, использующих эффект поверхностных акустических волн и входящих в состав измерителя 17 проекций кажущегося ускорения (ИПКУ). The initial information for determining the navigation parameters at the SINS output is signals from three laser gyroscopes (LG) rigidly mounted on the aircraft body and installed orthogonally relative to each other, which are part of the meter 18 projections of absolute angular velocity (IPAUS), as well as signals from installed along those the axes of accelerometers, for example accelerometers using the effect of surface acoustic waves and included in the composition of the
Сигналы с ЛГ, пропорциональные проекциям 
До получения информации со спутников никакой коррекции в блоках 5, 16, а также в блоке 12 не осуществляется. Prior to receiving information from satellites, no correction is performed in
Кроме указанных сигналов в вычислитель 11 из блока 19 в режиме предполетной подготовки вводятся данные о широте 
В блок 5 при этом вводятся данные об орбитах навигационных спутников, информацией с которых носитель будет пользоваться в процессе полета по заданному маршруту. In
В соответствии с блок-схемой алгоритма (см. фиг.2), по которому работает вычислитель 11, по сигналам λo и данным Пo, 
углы νo, γo отклонения плоскости горизонтальных акселерометров от плоскости истинного горизонта
где δnx(o), δny(o), δnz(o) приращение кажущегося ускорения за такт счета.In accordance with the block diagram of the algorithm (see figure 2), according to which the calculator 11 operates, according to the signals λ o and data Po,
angles ν o , γ o deviations of the plane of the horizontal accelerometers from the plane of the true horizon
where δn x (o), δn y (o), δn z (o) is the increment of the apparent acceleration per clock cycle.
g0 ускорение силы тяжести в точке старта,
T длительность такта счета;
начальное значение матрицы C(0) направляющих косинусов связанной системы координат относительно инерциальной системы
начальные значения составляющих Vxи(0), Vyи(0), Vzи(0) и координат Xи(0), Yи(0), Zи(0) в инерциальной системе координат:
где Ω угловая скорость вращения Земли,
R(0) радиус земного эллипсоида в точке старта,
vo широта точки старта,
πo начальный угол отклонения продольной оси объекта от плоскости меридиана.g 0 acceleration of gravity at the starting point,
T is the count cycle duration;
the initial value of the matrix C (0) of the direction cosines of the associated coordinate system relative to the inertial system
the initial values of the components V x and (0), V y and (0), V z and (0) and the coordinates X and (0), Y and (0), Z and (0) in the inertial coordinate system:
where Ω is the angular velocity of the Earth’s rotation,
R (0) radius of the earth's ellipsoid at the starting point,
v o latitude of the starting point,
π o the initial angle of deviation of the longitudinal axis of the object from the plane of the meridian.
После чего вычисляется матрица 
где 
Where
Для случая, когда вектор угловой скорости не изменяет своей ориентации в инерциальном пространстве, он определяется по формуле:
где 
Затем определяются проекции кажущегося ускорения на оси инерциального трехгранника OXиYиZи: 
Where
Then, the projections of the apparent acceleration on the axis of the inertial trihedron OXiYiZi are determined:
Затем вычисляются проекции гравитационного ускорения на оси инерциальной системы координат: gXи, gYи, gZи, а также проекции VXи, VYи, VZи и абсолютной скорости на оси инерциальной системы координат и сами инерциальные координаты Xи, Yи, Zи.Then, the projections of gravitational acceleration on the axis of the inertial coordinate system are calculated: g Xи , g Yи , g Zи , as well as the projections V Xи , V Yи , V Zи and the absolute velocity on the axis of the inertial coordinate system and the inertial coordinates Xi, Yи, Zи.
После этого по известной зависимости вычисляется матрица 
По полученным данным определяются проекции Vn, Ve, Vh относительной скорости на оси географического трехгранника и географические координаты: широта Φ, долгота l и высота H, которые поступают в блок коррекции 12 и из него на выход системы в качестве части навигационных параметров, а также на другие блоки системы.Based on the data obtained, the projections of the relative velocity V n , V e , V h on the axis of the geographic trihedron and geographical coordinates: latitude Φ, longitude l and height H, which enter the
В конце цикла вычислений в ВНП 11 определяются проекции wn, ωe, ωh абсолютной угловой скорости на оси географического трехгранника, а также углы: курса ψ, тангажа n и крена g, которые в качестве навигационных параметров выдаются на выход системы и на другие ее блоки.At the end of the computation cycle in GNP 11, the projections w n , ω e , ω h of the absolute angular velocity on the axis of the geographic trihedron are determined, as well as the angles: heading ψ, pitch n and roll g, which are given as the navigation parameters to the output of the system and to other her blocks.
В частности, значения n, γ, ψ, Φ, λ, H выдаются в блок 7 для поиска радиовидимых спутников, а вся навигационная информация поступает на дисплей 20. In particular, the values of n, γ, ψ, Φ, λ, H are provided in
Вычисленные в БИНС по показаниям ЛГ и акселерометров параметры 
Принимаемые антенной 3 сигналы от навигационных спутников через усилитель 2 поступают на четырехканальный радиоприемник 1, который после их обработки выдает информацию о спутниках в вычислитель 4 местоположения спутников. Вычислитель 4 по данным об орбитах спутников, выдаваемым блоком 5 информации из радиоприемника 1 о положении спутников на орбитах и по сигналу таймера 6 об истинном времени, вычисляет местоположение спутников, из совокупности которых затем будет выбрана группа, с которой будет обеспечиваться надежная радиосвязь. The signals received by the
Это осуществляется в блоке 7 с помощью данных о местоположении и ориентации самолета, поступающих с выхода вычислителя 11, т.к. эти данные вырабатываются со сравнительно высокой степенью точности, то выбор и захват на сопровождение спутников произойдет быстро и точно. This is carried out in
Из выбранной группы спутников по алгоритму минимума ошибки GDOP отбираются ИСЗ в рабочее созвездие из четырех спутников, по данным от которых будет определяться местоположение самолета. Выбор рабочего созвездия производится блоком 8, а определение местоположения самолета осуществляется блоком 9. From the selected group of satellites, according to the GDOP error minimum algorithm, the satellites are selected into the working constellation of four satellites, from which data will determine the location of the aircraft. The choice of the working constellation is made by block 8, and the location of the aircraft is determined by
Данные о местоположении самолета, вычисленные по информации со спутников, поступают на анализатор 10, где они сравниваются с данными о местоположении самолета, вычисленными БИНС по информации ЛГ и акселерометров (измерители 17, 18). The aircraft location data calculated from information from satellites is sent to the
Сопоставление данных заключается в определении разности между одноименными параметрами с помощью сумматоров 21 26, работающих в режиме вычитания (см. фиг.4). Comparison of the data consists in determining the difference between the parameters of the same
Текущие значения разностей 
Если абсолютные значения всех указанных разностей не превышают допустимых пороговых значений, то на седьмом выходе анализатора 10 формируется сигнал N 1 и сигналы, пропорциональные текущим значениям указанных разностей с учетом их знака, через блок 13 управляемых ключей выдаются в навигационный фильтр 14, представляющий собой в частном случае оптимальный фильтр Калмана, который в соответствии со стандартной процедурой, изображенной на блок-схеме алгоритма (см. фиг. 3), вырабатывает сигналы смещения нулей акселерометром ΔWx, ΔWy, ΔWz и смещения нулей ЛГx,z для коррекции показаний соответственно измерителей 17, 18. Это осуществляется в блоках 16, 15 (см. фиг.1).If the absolute values of all these differences do not exceed the permissible threshold values, then at the seventh output of the analyzer 10 a
Сигналы коррекции географических координат ΔΦ, Δλ, ΔH и составляющих скоростей Δvn, Δve, Δvh вырабатываемых БИНС, поступают в блок 12 для коррекции выходных данных вычислителя 11 навигационных параметров БИНС.Correction signals for the geographical coordinates ΔΦ, Δλ, ΔH and component velocities Δv n , Δv e , Δv h generated by SINS are received in
Благодаря указанной двойной коррекции по выходам первичных измерителей 17, 18 и по выходам вычислителя 11, существенно повышается точность выработки навигационных параметров в БИНС и резко снижается скорость накопления погрешностей БИНС в интервалах между поступлением измерений от ИСЗ. Due to this double correction for the outputs of the
В случае превышения хотя бы одной из разностей между сравниваемыми параметрами заданного допуска анализатор 10 по седьмому выходу выдаст сигнал N 0, по которому блок 13 управляемых ключей разомкнет связь анализатора 10 с навигационным фильтром 14, последний по этому сигналу перейдет в режим экстраполяции выходных оценок погрешностей БИНС, при этом коэффициент К(п) в фильтре Калмана установится равным нулю (см. фиг.3). If at least one of the differences between the compared parameters of the specified tolerance is exceeded, the
В этом случае приоритет в выработке навигационных параметров отдается инерциальной системе как более надежной и помехозащищенной. In this case, the priority in the development of navigation parameters is given to the inertial system as more reliable and noise-immune.
Таким образом, предлагаемая комплексная инерциально-спутниковая навигационная система обеспечивает:
более высокую достоверность вырабатываемой навигационной информации за счет исключения ошибочной информации от ИСЗ из процесса коррекции БИНС;
полный объем навигационных параметров, определяющих положение движущегося объекта и включающий в себя не только географические координаты и составляющие скорости, но и угловые координаты положения объекта относительно его центра масс;
динамически точную навигационную информацию о движении объекта не только в момент прихода информации от ИСЗ, но и в интервалах между этими моментами;
более надежный и быстрый поиск и захват на сопровождение ИСЗ в начале работы и при потере ИСЗ в результате маневра носителя системы.Thus, the proposed integrated inertial-satellite navigation system provides:
higher reliability of the generated navigation information by eliminating erroneous information from the satellite from the SINS correction process;
the full amount of navigation parameters that determine the position of a moving object and includes not only geographical coordinates and speed components, but also the angular coordinates of the position of the object relative to its center of mass;
dynamically accurate navigation information about the movement of the object, not only at the time of receipt of information from the satellite, but also in the intervals between these moments;
more reliable and faster search and capture for satellite tracking at the beginning of work and when the satellite is lost as a result of maneuver of the system carrier.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93006033/28A RU2087867C1 (en) | 1993-01-29 | 1993-01-29 | Complex inertia-satellite navigation system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93006033/28A RU2087867C1 (en) | 1993-01-29 | 1993-01-29 | Complex inertia-satellite navigation system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93006033A RU93006033A (en) | 1996-02-27 |
| RU2087867C1 true RU2087867C1 (en) | 1997-08-20 |
Family
ID=20136568
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93006033/28A RU2087867C1 (en) | 1993-01-29 | 1993-01-29 | Complex inertia-satellite navigation system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2087867C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2458321C1 (en) * | 2011-04-28 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Раменский приборостроительный завод" (ОАО "РПЗ") | Inertial data conversion union |
| RU2487419C1 (en) * | 2012-02-06 | 2013-07-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | System for complex processing of information of radio navigation and self-contained navigation equipment for determining real values of aircraft navigation parameters |
| RU2590935C1 (en) * | 2015-01-29 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") | Integrated navigation system of aircraft |
| RU2603821C2 (en) * | 2015-04-27 | 2016-11-27 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро приборостроения и автоматики" | Multifunctional navigation system for moving ground objects |
-
1993
- 1993-01-29 RU RU93006033/28A patent/RU2087867C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Заявка ЕПВ N 0353849, кл. G 01 S 5/14, 1989. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2458321C1 (en) * | 2011-04-28 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Раменский приборостроительный завод" (ОАО "РПЗ") | Inertial data conversion union |
| RU2487419C1 (en) * | 2012-02-06 | 2013-07-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | System for complex processing of information of radio navigation and self-contained navigation equipment for determining real values of aircraft navigation parameters |
| RU2590935C1 (en) * | 2015-01-29 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") | Integrated navigation system of aircraft |
| RU2603821C2 (en) * | 2015-04-27 | 2016-11-27 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро приборостроения и автоматики" | Multifunctional navigation system for moving ground objects |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4405986A (en) | GSP/Doppler sensor velocity derived attitude reference system | |
| US6246960B1 (en) | Enhanced integrated positioning method and system thereof for vehicle | |
| US6697736B2 (en) | Positioning and navigation method and system thereof | |
| EP1668381B1 (en) | Inertial gps navigation system using injected alignment data for the inertial system | |
| US6292750B1 (en) | Vehicle positioning method and system thereof | |
| Bryne et al. | Nonlinear observers for integrated INS\/GNSS navigation: implementation aspects | |
| US5787384A (en) | Apparatus and method for determining velocity of a platform | |
| US4402049A (en) | Hybrid velocity derived heading reference system | |
| WO2001020260A1 (en) | Navigation system and method for tracking the position of an object | |
| RU2277696C2 (en) | Integrated satellite inertial-navigational system | |
| US5789671A (en) | Azimuth misalignment determination in an inertial navigator | |
| Kocaman et al. | GPS and INS integration with Kalman filtering for direct georeferencing of airborne imagery | |
| Maklouf et al. | Performance evaluation of GPS\INS main integration approach | |
| RU2087867C1 (en) | Complex inertia-satellite navigation system | |
| RU2313067C2 (en) | Method of determination of flying vehicle navigational parameters and device for realization of this method | |
| WO1988001409A1 (en) | Distributed kalman filter | |
| RU2334199C1 (en) | Inertial-satellite navigation system with combination application of satellite data | |
| Hayward et al. | Real time calibration of antenna phase errors for ultra short baseline attitude systems | |
| RU2723976C1 (en) | Method for determining angular orientation of ground vehicle | |
| Emel’yantsev et al. | Initial alignment of SINS measuring unit and estimation of its errors using satellite phase measurements | |
| JP3251705B2 (en) | Vehicle position correction method | |
| US3232103A (en) | Navigation system | |
| Qian | Generic multisensor integration strategy and innovative error analysis for integrated navigation | |
| Emel’yantsev et al. | Improving information autonomy of marine SINS | |
| Emel’yantsev et al. | Calibration of in-run drifts of strapdown inertial navigation system with uniaxial modulation rotation of measurement unit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050130 |
|
| HK4A | Changes in a published invention |