RU2293950C1 - Навигационный комплекс летательного аппарата - Google Patents
Навигационный комплекс летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2293950C1 RU2293950C1 RU2005123668/28A RU2005123668A RU2293950C1 RU 2293950 C1 RU2293950 C1 RU 2293950C1 RU 2005123668/28 A RU2005123668/28 A RU 2005123668/28A RU 2005123668 A RU2005123668 A RU 2005123668A RU 2293950 C1 RU2293950 C1 RU 2293950C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- carrier
- components
- aircraft
- navigation system
- meter
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения координат местоположения и параметров движения летательных аппаратов, запускаемых с подвижного носителя. Технический результат - повышение точности. Для достижения данного результата навигационный комплекс летательного аппарата содержит бесплатформенную инерциальную навигационную систему, измеритель составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, запоминающее устройство, вычислитель оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя, вычислитель курса, крена и тангажа летательного аппарата. При этом первый вход запоминающего устройства соединен с выходом измерителя составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя. Первый вход вычислителя курса, крена и тангажа летательного аппарата связан каналом передачи данных об углах ориентации носителя с измерителем углов ориентации носителя. 2 ил.
Description
Изобретение относится к навигации и может быть использовано для определения координат местоположения и параметров движения летательных аппаратов, запускаемых с подвижного носителя.
Известен комбинированный навигационный комплекс [1]. Комплекс содержит инерциальную навигационную систему, спутниковую 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 известного навигационного комплекса 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 и др.).
Известна также интегрированная система ориентации и навигации, описанная в [2], содержащая три датчика угловых скоростей, три акселерометра, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, пульт управления, контроля и обработки данных. В основе работы данной системы лежат алгоритмы корректируемой бесплатформенной инерциальной навигационной системы на датчиках угловых скоростей, включающие алгоритмы предварительной обработки данных инерциальных датчиков, алгоритмы выработки параметров поступательного и вращательного движения, алгоритмы оптимального линейного фильтра Калмана, при этом в системе производится определение погрешностей бескарданных инерциальных измерительных модулей в моделировании горизонтального трехгранника с географической ориентацией осей, выработки составляющих линейной скорости и координат места объекта, а также вычисляются оценки низкочастотных составляющих дрейфов датчиков угловых скоростей и погрешностей акселерометров в связанных осях.
Недостатком известной интегрированной системы ориентации и навигации является необходимость использования данных спутниковой навигационной системы, установленной непосредственно на объекте (летательном аппарате).
Наиболее близким к предлагаемому навигационному комплексу является комбинированный навигационный комплекс летательного аппарата [3], содержащий инерциальную навигационную систему, спутниковую навигационную систему, навигационный вычислитель, регистратор навигационной информации, вычислитель погрешностей инерциальной навигационной системы, энергонезависимое запоминающее устройство, первый вычислитель поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы, радиолокационный измеритель скорости летательного аппарата, вычислитель погрешностей радиолокационного измерителя скорости и второй вычислитель поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы.
Недостатком прототипа является низкая точность определения начального значения курса летательного аппарата и соответственно низкая точность определения координат местоположения летательного аппарата на последующих стадиях полета при запуске летательного аппарата с подвижного носителя, а также значительное время, требующееся для начальной выставки инерциальной навигационной системы.
Задачей изобретения является повышение точности определения координат местоположения летательного аппарата при его запуске с подвижного носителя.
Сущность изобретения заключается в том, что навигационный комплекс летательного аппарата содержит бесплатформенную инерциальную навигационную систему, измеритель составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, запоминающее устройство, вычислитель оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя, вычислитель курса, крена и тангажа летательного аппарата, измеритель углов ориентации носителя, канал передачи данных об углах ориентации носителя, при этом первый вход запоминающего устройства соединен с выходом измерителя составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, первый вход вычислителя курса, крена и тангажа летательного аппарата связан каналом передачи данных об углах ориентации носителя с измерителем углов ориентации носителя, первый выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы образует выход навигационных данных, второй выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы соединен со вторым входом запоминающего устройства, выход запоминающего устройства соединен со входом вычислителя оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя, выход которого соединен со вторым входом вычислителя курса, крена и тангажа летательного аппарата, выход которого соединен с входом бесплатформенной инерциальной навигационной системы.
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых представлены:
на фиг.1 - функциональная схема навигационного комплекса;
на фиг.2 - функциональная схема измерителя составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя.
На чертежах обозначены:
1 - бесплатформенная инерциальная навигационная система;
2 - измеритель составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя;
3 - запоминающее устройство;
4 - вычислитель оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя;
5 - вычислитель курса, крена и тангажа летательного аппарата;
6 - измеритель углов ориентации носителя;
7 - выход навигационных данных;
8 - канал передачи данных об углах ориентации носителя;
9 - вычислитель составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя;
10 - измеритель координат и составляющих скорости носителя;
11 - канал передачи данных о координатах и составляющих скорости носителя.
Бесплатформенная инерциальная навигационная система 1 содержит блок бескарданных инерциальных измерительных модулей и навигационный вычислитель. Второй выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы 1 является выходом блока бескарданных инерциальных измерительных модулей. На этом выходе формируются сигналы составляющих ускорения летательного аппарата аx ла, аy ла, аz ла (от акселерометров) и составляющих угловой скорости летательного аппарата ωх ла, ωy ла, ωz ла (от датчиков угловых скоростей). Первый выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы 1 является выходом навигационного вычислителя. На этом выходе формируются сигналы курса, крена, тангажа и координат местоположения летательного аппарата, а также могут формироваться и другие сигналы навигационных параметров (например, сигналы составляющих линейной скорости летательного аппарата). Навигационный вычислитель бесплатформенной инерциальной навигационной системы 1 выполнен с возможностью приема данных о начальном положении летательного аппарата через свой вход, который является входом бесплатформенной инерциальной навигационной системы 1. Эти данные используются в качестве начальных значений при интегрировании в навигационном вычислителе данных, полученных от блока бескарданных инерциальных измерительных модулей. Кроме этого, навигационный вычислитель через свой вход может получать также данные о погрешностях датчиков блока бескарданных инерциальных измерительных модулей, которые также учитываются при вычислениях. Данные бесплатформенная инерциальная навигационная система 1 выдает в течение всего времени работы.
Бесплатформенная инерциальная навигационная система 1 выполнена с возможностью ввода данных о курсе, крене и тангаже летательного аппарата ψла, ϑла, γла, вторые используются в качестве начальных значений при счислении навигационных параметров (при вычислении курса, крена, тангажа, а также координат местоположения летательного аппарата).
Измеритель 2 составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя может содержать измеритель 10 координат и составляющих скорости носителя, выход которого каналом 11 передачи данных о координатах и составляющих скорости носителя соединен со входом вычислителя 9 составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, выход которого является выходом измерителя 2 составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя.
В качестве измерителя 10 координат и составляющих скорости носителя может использоваться навигационный комплекс носителя.
Вычислитель 9 составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя выполнен с возможностью вычисления составляющих ускорения носителя ax к, ay к, az к и составляющих угловой скорости носителя ωх к, ωy к, ωz к по полученным от измерителя 10 координат и составляющих скорости носителя данным о координатах местоположения носителя φ (широта), λ (долгота), Н (высота), составляющих скоростей носителя Vx (восточная), Vy (северная), Vz (вертикальная).
Вычисления производится согласно следующим формулам:
где Rx, Ry - радиусы кривизны земного эллипсоида, рассчитываемые по формулам:
где f - квадрат первого эксцентриситета земного эллипсоида;
а - большая полуось земного эллипсоида;
где
U - угловая скорость вращения Земли;
Вычислитель 9 составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, вычислитель 4 оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя, вычислитель 5 курса, крена и тангажа летательного аппарата представляют собой бортовые электронно-вычислительные машины, обрабатывающие цифровые сигналы, поступающие на их входы. В качестве каналов 8 и 11 передачи данных могут использоваться различные цифровые и аналоговые каналы, например мультиплексные каналы информационного обмена, выполненные в соответствии с ГОСТ 26765.52-87 или радиальные каналы информационного обмена, выполненные в соответствии с ГОСТ18977-79. При этом каналы 8 и 11 передачи данных выполнены с возможностью отсоединения при старте летательного аппарата с носителя. Каналы 8 и 11 передачи данных могут быть выполнены также в виде беспроводных каналов передачи данных.
Навигационный комплекс работает следующим образом.
При нахождении летательного аппарата на носителе производится непрерывный сбор навигационных данных от измерителя 2 составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя и от бесплатформенной инерциальной навигационной системы 1. Эти данные заносятся в запоминающее устройство 3, в котором в результате образуются массивы навигационных данных: данных о составляющих ускорения носителя ax к, ay к, az к, o составляющих угловой скорости носителя ωx к, ωy к, ωz к, данных о составляющих ускорения аx ла, ау ла, аz ла и составляющих угловой скорости летательного аппарата ωх ла, ωу ла, ωz ла. Сбор данных производится по меньшей мере в течение в течение 0.75 периода качки подвижного носителя, что составляет от 30 до 60 секунд. Частота получения данных составляет от 0.1 с до 1 с. При этом массивы данных должны состоять по меньшей мере из 100 отсчетов.
На основании массивов данных, сохраненных в запоминающем устройстве 3 (данных о составляющих ускорения ax ла, aу ла, аz ла и составляющих угловой скорости летательного аппарата ωх ла, ωу ла, ωz ла, а также данных о составляющих ускорения носителя ax к, aу к, az к, составляющих угловой скорости носителя ωх к, ωу к, ωz к) в вычислителе 4 оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя вычисляются оценки 
углов ориентации летательного аппарата Δχ, Δϑ, Δγ, которые передаются в вычислитель 5 курса, крена и тангажа летательного аппарата и запоминаются в нем.
Вычисление производится следующим образом.
Вычисляются проекции абсолютной угловой скорости географического трехгранника на его оси:
ωa x=ωx к+Ux
ωa y=ωy к+Uy
ωa z=ωz к+Uz
Вычисляются составляющие кажущегося ускорения в осях связанного трехгранника
где С - матрица направляющих косинусов связанного трехгранника относительно сопровождающего, вычисляемая по формулам:
С11=cosϑ cosψ;
С12=-sinγ sinψ-cosγ sinϑ cosψ;
С13=-cosγ sinψ+sinγ sinϑ cosψ;
С21=-cosϑ sinψ;
C22=-sinγ cosψ+cosγ sinϑ sinψ;
С23=-cosγ cosψ-sinγ sinϑ sinψ;
С31=sinϑ;
C32=cosγ cosϑ;
С33=-sinγ cosϑ.
Вычисляются угловые скорости связанного трехгранника относительно географического:
Вычисляются проекции абсолютной угловой скорости связанного трехгранника на его оси:
Далее производятся вычисление оценок 
углов ориентации летательного аппарата относительно носителя Δχ, Δϑ, Δγ, например, используя метод наименьших квадратов. При этом вектор измерений формируются согласно соотношениям:
Δωx=ωx ла-(ωx кcosχ+ωz кsinχ)cosΔϑ-ωy кsinΔϑ
Δωz=ωz ла-(ωz кcosχ-ωx кsinχ)cosΔγ-ωy кsinΔγ
Δax=ax ла-(ax кcosχ+az кsinχ)cosΔϑ-ay кsinΔϑ
Δaz=az ла-(az кcosχ-ax кsinχ)cosΔγ-ay кsinΔγ
Вычислитель 5 курса, крена и тангажа летательного аппарата непрерывно принимает данные о об углах курса ψк, крена γк и дифферента (тангажа) ϑк носителя от навигационного комплекса носителя и с учетом оценок 
углов ориентации летательного аппарата производит вычисление курса, крена и тангажа летательного аппарата ψла, ϑла, γла, которые выдаются в навигационный вычислитель бесплатформенной инерциальной навигационной системы 1 в качестве начальных значений при дальнейшем счислении навигационных параметров летательного аппарата.
Вычисление производится согласно следующим соотношениям:
После старта летательного аппарата навигационный комплекс переходит в режим счисления по данным блока бескарданных инерциальных измерительных модулей системы 1.
Таким образом, в результате введения в навигационный комплекс летательного аппарата измерителя составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, вычислителя оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя, вычислителя курса, крена и тангажа летательного аппарата, измерителя углов ориентации носителя достигнут технический результат, заключающийся в повышении точности определения начальных значений курса, крема и тангажа летательного аппарата при запуске его с подвижного носителя и соответственно повышении точности дальнейшего счисления навигационных параметров 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, а также беспилотных летательных аппаратов и т.п., запускаемых с подвижных носителей (кораблей или летательных аппаратов), что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.
Источники информации
1. Патент РФ №2170410 на изобретение, МПК G 01 C 23/00, опубл. 10.01.2001 г.
2. Анучин О.Н., Емельянцев Г.И. О влиянии угловых колебаний объекта на точность и время выставки по курсу интегрированной системы ориентации и навигации // «Гироскопия и навигация», 1997, №3.
3. Патент РФ №2224220 на изобретение, МПК G 01 C 23/00, опубл. 20.02.2004 г. (прототип).
Claims (1)
- Навигационный комплекс летательного аппарата, содержащий бесплатформенную инерциальную навигационную систему, измеритель составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, запоминающее устройство, вычислитель оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя, вычислитель курса, крена и тангажа летательного аппарата, измеритель углов ориентации носителя, канал передачи данных об углах ориентации носителя, при этом первый вход запоминающего устройства соединен с выходом измерителя составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, первый вход вычислителя курса, крена и тангажа летательного аппарата связан каналом передачи данных об углах ориентации носителя с измерителем углов ориентации носителя, первый выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы образует выход навигационных данных, второй выход бесплатформенной инерциальной навигационной системы соединен со вторым входом запоминающего устройства, выход запоминающего устройства соединен со входом вычислителя оценок углов ориентации летательного аппарата относительно носителя, выход которого соединен со вторым входом вычислителя курса, крена и тангажа летательного аппарата, выход которого соединен с входом бесплатформенной инерциальной навигационной системы.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005123668/28A RU2293950C1 (ru) | 2005-07-25 | 2005-07-25 | Навигационный комплекс летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005123668/28A RU2293950C1 (ru) | 2005-07-25 | 2005-07-25 | Навигационный комплекс летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2293950C1 true RU2293950C1 (ru) | 2007-02-20 |
Family
ID=37863508
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005123668/28A RU2293950C1 (ru) | 2005-07-25 | 2005-07-25 | Навигационный комплекс летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2293950C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009061235A2 (fr) * | 2007-11-09 | 2009-05-14 | Oleg Stepanovich Salychev | Procédé de détermination des paramètres de navigation par un système de navigation inertielle sans plate-forme |
| RU2564380C1 (ru) * | 2014-05-16 | 2015-09-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы |
| RU2589495C1 (ru) * | 2015-05-08 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления |
-
2005
- 2005-07-25 RU RU2005123668/28A patent/RU2293950C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации КА «Янтарь». М., МО СССР, 1986, с.65. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009061235A2 (fr) * | 2007-11-09 | 2009-05-14 | Oleg Stepanovich Salychev | Procédé de détermination des paramètres de navigation par un système de navigation inertielle sans plate-forme |
| WO2009061235A3 (fr) * | 2007-11-09 | 2009-07-23 | Oleg Stepanovich Salychev | Procédé de détermination des paramètres de navigation par un système de navigation inertielle sans plate-forme |
| RU2564380C1 (ru) * | 2014-05-16 | 2015-09-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы |
| RU2589495C1 (ru) * | 2015-05-08 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107588769B (zh) | 一种车载捷联惯导、里程计及高程计组合导航方法 | |
| CN110780326A (zh) | 一种车载组合导航系统和定位方法 | |
| CN104181572B (zh) | 一种弹载惯性/卫星紧组合导航方法 | |
| CN110779521A (zh) | 一种多源融合的高精度定位方法与装置 | |
| CN101566477B (zh) | 舰船局部捷联惯导系统初始姿态快速测量方法 | |
| US20230358541A1 (en) | Inertial navigation system capable of dead reckoning in vehicles | |
| CN109059909A (zh) | 基于神经网络辅助的卫星/惯导列车定位方法与系统 | |
| CN102176041B (zh) | 一种基于gnss/sins组合的车辆导航监控系统 | |
| CN106842271B (zh) | 导航定位方法及装置 | |
| CN105928515B (zh) | 一种无人机导航系统 | |
| US7957898B2 (en) | Computational scheme for MEMS inertial navigation system | |
| US20160327654A1 (en) | Velocity estimation device | |
| CN104931994A (zh) | 一种基于软件接收机的分布式深组合导航方法及系统 | |
| CN103575297B (zh) | 基于卫星导航接收机的gnss和mimu组合导航航向角估计方法 | |
| JP5554560B2 (ja) | 測位信頼度評価装置、測位信頼度評価方法、および、測位信頼度評価プログラム | |
| US6223105B1 (en) | System for determining the orientation in space of a moving body relative to the earth | |
| JPH10267650A (ja) | 道路線形自動測量装置 | |
| RU2293950C1 (ru) | Навигационный комплекс летательного аппарата | |
| CN105928519A (zh) | 基于ins惯性导航与gps导航以及磁力计的导航算法 | |
| WO2020110996A1 (ja) | 測位装置、速度測定装置、及びプログラム | |
| CN116576849A (zh) | 一种基于gmm辅助的车辆融合定位方法及系统 | |
| RU2071034C1 (ru) | Навигационный комплекс | |
| CN113985466A (zh) | 一种基于模式识别的组合导航方法及系统 | |
| CN203364836U (zh) | 一种系留飞艇姿态测量装置 | |
| JP3012398B2 (ja) | 複数移動体の位置評定方式 |
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 |