RU2230294C1 - Навигационный комплекс летательного аппарата - Google Patents
Навигационный комплекс летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2230294C1 RU2230294C1 RU2003125592/28A RU2003125592A RU2230294C1 RU 2230294 C1 RU2230294 C1 RU 2230294C1 RU 2003125592/28 A RU2003125592/28 A RU 2003125592/28A RU 2003125592 A RU2003125592 A RU 2003125592A RU 2230294 C1 RU2230294 C1 RU 2230294C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- navigation
- input
- doppler
- meter
- output
- Prior art date
Links
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области навигации и может быть использовано в навигационных комплексах летательных аппаратов, преимущественно многоцелевых истребителей и вертолетов. Навигационный комплекс летательного аппарата содержит спутниковую навигационную систему, навигационный вычислитель, регистратор навигационной информации, энергонезависимое запоминающее устройство, доплеровский измеритель скорости и угла сноса, вычислитель погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, компенсатор погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, датчик курса, систему воздушных сигналов. Данные конструктивные элементы навигационного комплекса соединены между собой соответствующим образом. Технический результат состоит в повышении точности определения навигационных параметров, помехозащищенности и отказоустойчивости навигационного комплекса летательного аппарата. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области навигации и может быть использовано в навигационных комплексах летательных аппаратов, преимущественно многоцелевых истребителей и вертолетов.
Известно устройство коррекции инерциальной спутниковой навигационной системы по показаниям спутниковой навигационной системы, содержащее спутниковую навигационную систему, инерциальную навигационную систему и блок сравнения их выходных сигналов по трем координатам места и трем составляющим вектора линейной скорости подвижного объекта, отличающееся тем, что в него введены последовательно соединенные блок памяти, блок определения угловых погрешностей, блок определения уходов гироскопов, а также командно-временный блок, при этом первый и второй входы блока памяти связаны соответственно с выходами блока инерциальной навигационной системы и блока сравнения, а первый и второй выходы блока памяти связаны соответственно с первым входом блока инерциальной навигационной системы и с первым входом блока оценки угловых погрешностей, выход блока оценки угловых погрешностей связан с вторым входом инерциальной навигационной системы и с первым входом блока оценки уходов гироскопов, блок оценки уходов гироскопов связан с третьим входом инерциальной навигационной системы, выход командно-временного блока связан с четвертым входом инерциально-навигационной системы, третьим входом блока сравнения и вторыми входами блока оценки уходов гироскопов и блока оценки угловых параметров [1].
Известна комплексная навигационная система, содержащая инерциальную навигационную систему (ИНС), спутниковую навигационную систему (СНС), пульт управления и ввода (ПУВ) и бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введен инерциальный измерительный блок (ИИБ), связанный с входом-выходом БЦВМ [2]. Комплексная навигационная система [2] отличается также тем, что в ее состав дополнительно введены устройство запоминания погрешностей ИНС (УЗ-ИНС), связанное по входу с ПУВ, устройство компенсации погрешностей ИНС (УК-ИНС), связанное по входам с ИНС и УЗ-ИНС и устройство преобразования сигналов ИНС, связанное по входам с ИНС, УЗ-ИНС и УК-ИНС, а по выходу - с БЦВМ.
Известна инерциально-спутниковая система, содержащая спутниковый датчик скорости, последовательно соединенный по первому и второму входам-выходам инерциальный датчик скорости и курса, блок коррекции составляющих скорости, блок переключения, блок корректирующих фильтров, первый и второй выходы которого подключены соответственно к третьему и четвертому входам блока коррекции составляющих скорости, на пятый и шестой входы которого подключены соответственно первый и второй выходы спутникового датчика скорости, третий выход которого подключен к третьему входу блока переключения, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены четыре блока формирования приращения скорости, блок формирования погрешностей составляющих скорости и блок коррекции курса, на первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы которого подключены соответственно выходы третьего, четвертого, первого и второго блоков формирования приращения скорости, третий выход спутникового датчика скорости и третий выход инерциального датчика скорости и курса, первый и второй выходы которого подключены соответственно к входам первого и второго блоков формирования приращений, а первый и второй выходы спутникового датчика скорости подключены соответственно к входам третьего и четвертого блоков формирования приращения, причем на седьмой и восьмой входы блока коррекции составляющих скорости подключены соответственно первый и второй выходы блока формирования погрешностей составляющих скорости, на первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой входы которого подключены соответственно первый, второй и третий выходы спутникового датчика скорости, первый и второй выходы блока коррекции курса, третий и четвертый выходы блока коррекции составляющих скорости [3].
Известен также комбинированный навигационный комплекс [4], являющийся по технической сущности наиболее близким к предлагаемому. Комплекс-прототип содержит спутниковую навигационную систему, инерциальную навигационную систему, навигационный вычислитель, регистратор навигационной информации, вычислитель погрешностей инерциальной навигационной системы, энергонезависимое запоминающее устройство, вычислитель поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы.
Недостатком аналогов и известного навигационного комплекса, принятого за прототип, является недостаточная точность определения навигационных параметров в условиях отсутствия достоверной информации от спутниковой навигационной системы (в условиях воздействия помех, при затенении антенн в условиях интенсивного маневрирования летательного аппарата, неработоспособности спутников и др.).
Технический результат от использования предлагаемого технического решения заключается в повышении точности определения навигационных параметров, помехозащищенности и отказоустойчивости навигационного комплекса летательного аппарата.
Сущность изобретения заключается в том, что навигационный комплекс летательного аппарата, содержащий спутниковую навигационную систему, навигационный вычислитель, регистратор навигационной информации, энергонезависимое запоминающее устройство, дополнительно содержит доплеровский измеритель скорости и угла сноса, вычислитель погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, компенсатор погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, датчик курса, систему воздушных сигналов, при этом выход спутниковой навигационной системы соединен с первым входом навигационного вычислителя и первым входом регистратора навигационной информации, выход доплеровского измерителя скорости и угла сноса соединен со вторым входом навигационного вычислителя, вторым входом регистратора навигационной информации и первым входом компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход датчика курса соединен с третьим входом навигационного вычислителя, третьим входом регистратора навигационной информации и вторым входом компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход системы воздушных сигналов соединен с четвертым входом навигационного вычислителя и четвертым входом регистратора навигационной информации, выход регистратора навигационной информации соединен с входом вычислителя погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход которого соединен с входом энергонезависимого запоминающего устройства, выход энергонезависимого запоминающего устройства соединен с третьим входом компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса соединен с пятым входом навигационного вычислителя, выход которого является выходом навигационной информации.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором приведена функциональная схема навигационного комплекса летательного аппарата. На чертеже обозначено:
1 - спутниковая навигационная система;
2 - навигационный вычислитель;
3 - регистратор навигационной информации;
4 - энергонезависимое запоминающее устройство;
5 - доплеровский измеритель скорости и угла сноса;
6 - вычислитель погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса;
7 - компенсатор погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса;
8 - датчик курса;
9 - система воздушных сигналов;
10 - выход навигационной информации.
Навигационный комплекс летательного аппарата содержит спутниковую навигационную систему 1, навигационный вычислитель 2, регистратор 3 навигационной информации, энергонезависимое запоминающее устройство 4, дополнительно содержит доплеровский измеритель 5 скорости и угла сноса, вычислитель 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, компенсатор 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, датчик 8 курса, систему 9 воздушных сигналов, при этом выход спутниковой навигационной системы 1 соединен с первым входом навигационного вычислителя 2 и первым входом регистратора 4 навигационной информации, выход доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса соединен со вторым входом навигационного вычислителя 2, вторым входом регистратора 3 навигационной информации и первым входом компенсатора 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход датчика 8 курса соединен с третьим входом навигационного вычислителя 2, третьим входом регистратора 3 навигационной информации и вторым входом компенсатора 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход системы 9 воздушных сигналов соединен с четвертым входом навигационного вычислителя 2 и четвертым входом регистратора 3 навигационной информации, выход регистратора 3 навигационной информации соединен с входом вычислителя 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход которого соединен с входом энергонезависимого запоминающего устройства 4, выход энергонезависимого запоминающего устройства 4 соединен с третьим входом компенсатора 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход компенсатора 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса соединен с пятым входом навигационного вычислителя 2, выход которого является выходом 10 навигационной информации.
Навигационный вычислитель 2, вычислитель 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, компенсатор 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса представляют собой бортовые электронно-вычислительные машины. Функции навигационного вычислителя 2, вычислителя 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, компенсатора 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса могут выполняться также одной бортовой электронно-вычислительной машиной, работающей в многозадачном режиме, в качестве которой может быть использован вычислитель, аналогичный бортовым вычислителям в изобретении [4].
Навигационный вычислитель 2 предназначен для осуществления во время полета летательного аппарата обработки навигационной информации, поступающей от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, от спутниковой навигационной системы 1, от датчика 8 курса и от системы 9 воздушных сигналов. При этом осуществляется коррекция курсодоплеровского счисления по данным спутниковой навигационной системы 2.
Результатом обработки навигационной информации в навигационном вычислителе 2 являются данные о географических координатах (широте φ и долготе λ) летательного аппарата, данные о составляющих скоростей летательного аппарата (северной Vn и восточной Ve), данные о курсе летательного аппарата (ψист).
Регистратор 3 навигационной информации представляет собой накопитель информации, в который на протяжении всего полета записываются данные, поступающие от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, спутниковой навигационной системы 1, датчика 8 курса и системы воздушных сигналов 9. По окончании полета эти данные используются вычислителем 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса. Также эти данные могут по окончании полета использоваться для анализа работы доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, спутниковой навигационной системы 1, датчика 8 курса и системы воздушных сигналов 9.
Вычисленные вычислителем 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса погрешности заносятся в энергонезависимое запоминающее устройство 4, в котором эти данные хранятся до следующего полета.
Компенсатор 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса на основании информации о погрешностях доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса и датчика 8 курса, хранящейся в энергонезависимом запоминающем устройстве 4, вычисляет поправки, которые используются им для корректировки данных, поступающих от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса и датчика 8 курса.
В качестве спутниковой навигационной системы 1 может использоваться приемник спутниковой навигационной системы Navstar или Глонасс или приемник, обеспечивающий прием сигналов спутников и системы Navstar, и системы Глонасс.
В качестве датчика 8 курса может использоваться, например, гирокомпас.
Для связи спутниковой навигационной системы 1 доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, датчика 8 курса, системы 9 воздушных сигналов с навигационным вычислителем 2, регистратором 3 навигационной информации и компенсатором 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса могут использоваться цифровые интерфейсы, например RS-232, RS-485, MIL-STD-1553, Arinc и т.д., обеспечивающие передачу всех необходимых данных через соответствующие входы и выходы, или могут использоваться наборы аналоговых линий связи. В случае использования аналоговых линий связи навигационный вычислитель 2, регистратор 3 навигационной информации и компенсатор 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса содержат аналого-цифровые преобразователи.
Навигационный комплекс летательного аппарата работает следующим образом.
Данные о модуле скорости W и данные об угле сноса УС от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса поступают на вторые входы навигационного вычислителя 2 и регистратора 3 навигационной информации, данные о курсе летательного аппарата ψГПК от датчика 8 курса поступают на третьи входы навигационного вычислителя 2 и регистратора 3 навигационной информации, данные о высоте полета летательного аппарата H от системы 9 воздушных сигналов поступают на четвертые входы навигационного вычислителя 2 и регистратора 3 навигационной информации. Данные о географической широте φ, о географической долготе λ, о составляющих относительных скоростей летательного аппарата (скоростей летательного аппарата относительно Земли) Vn (северная составляющая), Ve (восточная составляющая), данные о текущем времени и признак достоверности данных спутниковой навигационной системы 1 с выхода спутниковой навигационной системы 1 поступают на первые входы навигационного вычислителя 2 и регистратора 3 навигационной информации.
Навигационный вычислитель 2 на основании данных, полученных от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, датчика 8 курса и системы 9 воздушных сигналов, производит вычисление координат местоположения летательного аппарата (производит интегрирование составляющих скоростей).
Затем производится комплексная обработка навигационных данных, полученных от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, датчика 8 курса и спутниковой навигационной системы 1. При этом учитывается, что данные спутниковой навигационной системы 1 являются более точными и их точность не зависит от продолжительности полета, но при этом в них присутствуют высокочастотные помехи и возможны ситуации неработоспособности спутниковой навигационной системы 1 из-за присутствия радиопомех, затенения антенны в условиях интенсивного маневрирования летательного аппарата и других причин. При неработоспособности спутниковой навигационной системы 1 работа навигационного комплекса осуществляется только на основании данных от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса и датчика 8 курса с компенсацией их погрешностей, оценки которых получены на предшествующих участках работы спутниковой навигационной системы 1.
На протяжении всего полета регистратор 3 навигационной информации осуществляет запись данных, полученных от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, от спутниковой навигационной системы 1, от датчика 8 курса и от системы 9 воздушных сигналов.
Вычисление координат местоположения летательного аппарата (интегрирования составляющих скоростей) в навигационном вычислителе 2 по данным доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, датчика 8 курса и системы 9 воздушных сигналов осуществляется следующим образом.
Перед полетом в навигационный вычислитель 2 вводятся координаты местоположения φ0, λ0 и стояночный курс летательного аппарата 
(начальное значение истинного курса летательного аппарата ψист). Составляющие скорости при курсодоплеровском счислении 
формируются в соответствии со следующими соотношениями:
Истинный курс ψист в полете вычисляется по данным датчика 8 курса (ψгпк) с учетом угла сходимости меридианов Δψм:
ψист=ψгпк+ΔψМ.
Координаты местоположения летательного аппарата формируются в соответствии со следующими соотношениями:
Вычисляются радиусы кривизны меридиана Rm и первого вертикала Rn:
где a - большая полуось земного эллипсоида (a=6378245 м), e2 - квадрат первого эксцентриситета (e2=0,0066934216).
После окончания полета вычислителем 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса производится комплексная обработка данных, собранных во время полета в регистраторе 3 навигационной информации. В процессе этой обработки производится расчет следующих погрешностей доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса и датчика 8 курса:
Kw - погрешность доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса в определении модуля скорости, пропорциональная измеряемому параметру;
Кус - погрешность доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса в определении угла сноса, пропорциональная измеряемому параметру;
Δψ0 - погрешность определения стояночного курса летательного аппарата, обусловленная погрешностями взаимной установки выставочного устройства относительно антенны доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, погрешностями определения азимута ориентира и др.;
ωдр - угловая скорость дрейфа гироскопа датчика 8 курса.
Исходными данными для определения указанных параметров являются значения, полученные при определении составляющих скорости в режиме курсодоплеровского счисления (
и 
, рассчитанные по формулам (1)-(2)) и данные, полученные от спутниковой навигационной системы 1 (
, 
).
Результаты множества измерений модуля скорости W, угла сноса УС, курса летательного аппарата ψГПК и высоты полета летательного аппарата Н подставляются в следующие соотношения:
где Δψист=Δψ0+ωдрТраб, ПУ=ψист-УС, Траб - время, прошедшее с момента начала счисления.
В результате подстановки результатов измерений в выражения (7)-(8) можно получить систему уравнений с параметрическими коэффициентами, зависящими от модуля скорости W, путевого угла ПУ и угла сноса УС. Из приведенных соотношений следует, что наблюдаемость погрешностей истинного курса и угла сноса и их разделение обеспечивается при изменении угла сноса УС.
Обработка результатов измерений может производиться различными математическими методами, в том числе известными методами комплексной оптимальной обработки информации, например с использованием фильтра Калмана [5]. При этом расчеты производятся как в прямом, так и обратном времени.
Результаты расчета величин Kw, Кус, Δψ0, ωдр из вычислителя 6 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса поступают в энергонезависимое запоминающее устройство 4.
В последующих полетах при формировании действительных значений параметров (Wд, ψгпк д, УСд) компенсатором 7 производится компенсация погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса с учетом запомненных значений погрешностей:
При этом компенсатор 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса использует данные о модуле скорости W и данные об угле сноса УС, поступающие от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса на первый вход компенсатора 7, данные о курсе летательного аппарата ψгпк от датчика 8 курса, поступающие на второй вход компенсатора 7, и данные о вычисленных погрешностях Кw, Kус, Δψ0, ωдр, поступающие на третий вход компенсатора 7 из долговременного запоминающего устройства 4.
Составляющие скорости и координаты местоположения летательного аппарата формируются навигационным вычислителем 2 в соответствии с отношениями (1)-(4) с использованием действительных значений Wд, УСд, ψгпкд, поступающих от компенсатора 7 погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса на пятый вход навигационного вычислителя 2 (вместо значений модуля скорости W и угла сноса УС от доплеровского измерителя 5 скорости и угла сноса, поступающих на второй вход навигационного вычислителя 2, и значения курса летательного аппарата ψГПК, поступающего от датчика 8 курса на третий навигационного вычислителя 2).
Предварительная оценка результатов эффективности использования изобретения в навигационном комплексе вертолета показала, что реализация изобретения позволяет уменьшить погрешности курсодоплеровского счисления координат в полете в 2-3 раза.
Таким образом, в результате использования предлагаемого изобретения достигается технический результат, заключающийся в повышении точности определения навигационных параметров, помехозащищенности и отказоустойчивости навигационного комплекса летательного аппарата.
Представленные чертежи и описание предлагаемого изобретения позволяют, используя существующую элементную базу, изготовить его промышленным способом и использовать в навигационных системах летательных аппаратов: многофункциональных истребителей, вертолетов и т.п., что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.
Источники информации
1. Свидетельство РФ 1530 на ПМ, МПК G 01 C 21/24, опубл. 16.01.1996 г.
2. Свидетельство РФ 15604 на ПМ, МПК G 01 C 23/00, опубл. 27.10.2000 г.
3. Патент РФ №2073210 на изобретение, МПК G 01 С 21/00, опубл. 10.02.1997 г.
4. Патент РФ №2170410 на изобретение, МПК G 01 С 23/00, опубл. 10.01.2001 г. (прототип).
5. Летные испытания пилотажно-навигационных комплексов самолетов и вертолетов. Е.Г.Харин и др. М.: Машиностроение, 1985, с.51-59.
Claims (1)
- Навигационный комплекс летательного аппарата, содержащий спутниковую навигационную систему, навигационный вычислитель, регистратор навигационной информации, энергонезависимое запоминающее устройство, отличающийся тем, что дополнительно содержит доплеровский измеритель скорости и угла сноса, вычислитель погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, компенсатор погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, датчик курса, систему воздушных сигналов, при этом выход спутниковой навигационной системы соединен с первым входом навигационного вычислителя и первым входом регистратора навигационной информации, выход доплеровского измерителя скорости и угла сноса соединен со вторым входом навигационного вычислителя, вторым входом регистратора навигационной информации и первым входом компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход датчика курса соединен с третьим входом навигационного вычислителя, третьим входом регистратора навигационной информации и вторым входом компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход системы воздушных сигналов соединен с четвертым входом навигационного вычислителя и четвертым входом регистратора навигационной информации, выход регистратора навигационной информации соединен с входом вычислителя погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход которого соединен с входом энергонезависимого запоминающего устройства, выход энергонезависимого запоминающего устройства соединен с третьим входом компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса, выход компенсатора погрешностей доплеровского измерителя и датчика курса соединен с пятым входом навигационного вычислителя, выход которого является выходом навигационной информации.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003125592/28A RU2230294C1 (ru) | 2003-08-19 | 2003-08-19 | Навигационный комплекс летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003125592/28A RU2230294C1 (ru) | 2003-08-19 | 2003-08-19 | Навигационный комплекс летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2230294C1 true RU2230294C1 (ru) | 2004-06-10 |
Family
ID=32847108
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003125592/28A RU2230294C1 (ru) | 2003-08-19 | 2003-08-19 | Навигационный комплекс летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2230294C1 (ru) |
-
2003
- 2003-08-19 RU RU2003125592/28A patent/RU2230294C1/ru active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4881080A (en) | Apparatus for and a method of determining compass headings | |
| US6643587B2 (en) | Navigation system and method for tracking the position of an object | |
| JP4014642B2 (ja) | Ｇｐｓ／ｉｒｓグローバル位置決定方法およびインテグリティ損失の対策を講じた装置 | |
| US4405986A (en) | GSP/Doppler sensor velocity derived attitude reference system | |
| Bryne et al. | Nonlinear observers for integrated INS\/GNSS navigation: implementation aspects | |
| EP0870174B1 (en) | Improved vehicle navigation system and method using gps velocities | |
| US6246960B1 (en) | Enhanced integrated positioning method and system thereof for vehicle | |
| EP0870175A2 (en) | A zero motion detection system for improved vehicle navigation system | |
| CN110133700B (zh) | 一种船载综合导航定位方法 | |
| JP2000502801A (ja) | 多重軸加速度計を使用する改良された車両ナビゲーションシステム及びその方法 | |
| Davidson et al. | Improved vehicle positioning in urban environment through integration of GPS and low-cost inertial sensors | |
| RU2277696C2 (ru) | Интегрированная инерциально-спутниковая навигационная система | |
| Iqbal et al. | A review of sensor system schemes for integrated navigation | |
| RU2230294C1 (ru) | Навигационный комплекс летательного аппарата | |
| RU2293950C1 (ru) | Навигационный комплекс летательного аппарата | |
| RU2334199C1 (ru) | Инерциально-спутниковая навигационная система с комбинированным использованием спутниковых данных | |
| RU2071034C1 (ru) | Навигационный комплекс | |
| RU2313067C2 (ru) | Способ определения навигационных параметров летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU2170410C1 (ru) | Навигационный комплекс летательного аппарата | |
| KR20210066613A (ko) | 고신뢰성 통합 내장형 복합항법 시스템 | |
| RU2178147C1 (ru) | Комплексная навигационная система | |
| JP3303175B2 (ja) | 車上測位装置 | |
| RU2215995C1 (ru) | Комплекс навигации и электронной индикации | |
| Kramlikh et al. | Estimating the Inertial Characteristics of a Nanosatellite Using a Radio Compass Based on GNSS Technology | |
| RU2117253C1 (ru) | Интегрированный комплекс для навигации и управления морских судов |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20100824 |
|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20121113 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20181031 |