RU2338160C1 - Method for navigation parametre definition - Google Patents

Method for navigation parametre definition Download PDF

Info

Publication number
RU2338160C1
RU2338160C1 RU2007123823/28A RU2007123823A RU2338160C1 RU 2338160 C1 RU2338160 C1 RU 2338160C1 RU 2007123823/28 A RU2007123823/28 A RU 2007123823/28A RU 2007123823 A RU2007123823 A RU 2007123823A RU 2338160 C1 RU2338160 C1 RU 2338160C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
navigation
satellite
inertial
parameters
navigation system
Prior art date
Application number
RU2007123823/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Максим Борисович Богданов (RU)
Максим Борисович Богданов
Валерий Викторович Савельев (RU)
Валерий Викторович Савельев
Владимир Александрович Смирнов (RU)
Владимир Александрович Смирнов
Борис Владимирович Сухинин (RU)
Борис Владимирович Сухинин
Алексей В чеславович Прохорцов (RU)
Алексей Вячеславович Прохорцов
Александр Александрович Чепурин (RU)
Александр Александрович Чепурин
Original Assignee
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Тульский государственный университет (ТулГУ)
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 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Тульский государственный университет (ТулГУ) filed Critical Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Тульский государственный университет (ТулГУ)
Priority to RU2007123823/28A priority Critical patent/RU2338160C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2338160C1 publication Critical patent/RU2338160C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: physics, measurement.
SUBSTANCE: objective is achieved by combination of satellite and inertial navigation system signals. Corrected navigation parametres and inertial navigation system error values are defined. Error magnitude is transmitted to inertial navigation system to correct navigation parametres produced in the following time moments. Combination is based on data from one navigation satellite. Corrected navigation parametres are defined, and difference between current navigation parametres produced by inertial navigation system and corrected navigation parametre values is used as inertial navigation system error.
EFFECT: extended functional capacities of navigation parametre defining method.
2 dwg

Description

Изобретение относится к области навигации, в частности к способам инерциально-спутниковой навигации, и предназначено для определения параметров навигации (координат и скоростей). Изобретение может быть использовано при проектировании интегрированных навигационных систем, в особенности для объектов с малым временем эксплуатации.The invention relates to the field of navigation, in particular to methods of inertial-satellite navigation, and is intended to determine navigation parameters (coordinates and speeds). The invention can be used in the design of integrated navigation systems, especially for objects with a short operating time.

Известен способ инерциальной навигации [Захарин М.И. Кинематика инерциальных систем навигации. / М.И.Захарин, Ф.Ш.Захарин. - М.: Машиностроение, 1968. - 236 с.], состоящий в обработке информации, получаемой от блока инерциальных чувствительных элементов - трех акселерометров и трех гироскопов. Процесс обработки включает в себя интегрирование сигналов.A known method of inertial navigation [Zakharin M.I. Kinematics of inertial navigation systems. / M.I. Zakharin, F.Sh. Zakharin. - M .: Mashinostroenie, 1968. - 236 p.], Consisting in processing information received from a block of inertial sensitive elements - three accelerometers and three gyroscopes. The processing process includes the integration of signals.

К достоинствам данных систем относятся автономность и возможность выдачи параметров навигации с высокой частотой.The advantages of these systems include autonomy and the ability to issue navigation parameters with high frequency.

Недостатками инерциальных навигационных систем являются наличие постоянно нарастающей ошибки и зависимость точности от начальной выставки.The disadvantages of inertial navigation systems are the presence of ever-increasing errors and the dependence of accuracy on the initial exhibition.

Известен способ спутниковой навигации [Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации. / Ю.А.Соловьев. - М.: КТЦ-"Эко-Трендз", 2000. - 368 с.] состоящий в измерении времени распространения радиосигнала от каждого навигационного спутника спутниковой навигационной системы, например GPS или ГЛОНАСС, до объекта, параметры навигации которого необходимо определить, в измерении доплеровского сдвига частоты радиосигнала от каждого навигационного спутника, получении данных о координатах и скоростях каждого навигационного спутника и вычислении на основе результатов этих измерений параметров навигации.A known method of satellite navigation [Soloviev Yu.A. Satellite navigation systems. / Yu.A. Soloviev. - M .: КТЦ- "Eco-Trends", 2000. - 368 p.] Consisting in measuring the propagation time of a radio signal from each navigation satellite of a satellite navigation system, such as GPS or GLONASS, to an object whose navigation parameters need to be determined in the Doppler measurement shifting the frequency of the radio signal from each navigation satellite, obtaining data on the coordinates and speeds of each navigation satellite and calculating navigation parameters based on the results of these measurements.

Способ спутниковой навигации свободен от недостатков, присущих методу инерциальной навигации.The satellite navigation method is free from the inherent disadvantages of the inertial navigation method.

Недостатком способа является то, что для определения параметров навигации объекта без привлечения дополнительной информации требуется одновременный прием сигналов как минимум от четырех навигационных спутников. К недостаткам спутниковой навигации также можно отнести относительно малую частоту выдачи информации и наличие случайно распределенной ошибки.The disadvantage of this method is that to determine the navigation parameters of the object without involving additional information requires the simultaneous reception of signals from at least four navigation satellites. The disadvantages of satellite navigation include the relatively low frequency of information output and the presence of a randomly distributed error.

Наиболее близким заявляемому способу по совокупности существенных признаков является способ инерциально-спутниковой навигации [Описание изобретения к патенту РФ №2277696 от 10.10.2005, МПК G01C 23/00, G01S 5/14, опубл. 10.06.2006 Бюл. №16], состоящий в определении параметров навигации посредством спутниковой навигационной системы, определении параметров навигации посредством инерциальной навигационной системы, определении проекций векторов линейного ускорения и угловой скорости подвижного объекта, передаче указанных параметров в блок комплексирования, где они обрабатываются с использованием алгоритма обобщенного фильтра Калмана. Блок комплексирования вырабатывает оценки параметров навигации и оценки ошибок в определении вектора угловой скорости и линейного ускорения, которые передаются в инерциальную навигационную систему для коррекции показаний ее чувствительных элементов в блоке коррекции угловой скорости и блоке коррекции ускорений соответственно.The closest to the claimed method for the combination of essential features is a method of inertial-satellite navigation [Description of the invention to the patent of the Russian Federation No. 2277696 from 10.10.2005, IPC G01C 23/00, G01S 5/14, publ. 06/10/2006 Bull. No. 16], which consists in determining navigation parameters using a satellite navigation system, determining navigation parameters using an inertial navigation system, determining projections of linear acceleration vectors and angular velocity of a moving object, transferring these parameters to the aggregation unit, where they are processed using the generalized Kalman filter algorithm. The integration unit generates estimates of navigation parameters and error estimates in determining the angular velocity and linear acceleration vector, which are transmitted to the inertial navigation system to correct the readings of its sensitive elements in the angular velocity correction unit and the acceleration correction unit, respectively.

Недостаток данного способа заключается в том, что комплексирование сигналов инерциальной и спутниковой навигационной системы невозможно осуществить при наличии сигналов только от одного спутника, хотя при эксплуатации навигационной системы возможна ситуация, когда доступны данные только от одного спутника.The disadvantage of this method is that it is impossible to combine signals of the inertial and satellite navigation systems if there are signals from only one satellite, although when using the navigation system, it is possible that only one satellite is available.

Задача, решаемая настоящим изобретением, и достигаемый технический результат: обеспечение возможности определения параметров навигации при помощи интегрированной навигационной системы с использованием данных спутниковой навигационной системы при доступности радионавигационного сигнала только от одного спутника.The problem solved by the present invention and the technical result achieved: providing the ability to determine navigation parameters using the integrated navigation system using satellite navigation system data with the availability of the radio navigation signal from only one satellite.

Для получения заявленного технического результата в способе определения параметров навигации, включающем получение информации о параметрах навигации от инерциальной и спутниковой навигационных систем, комплексирование сигналов спутниковой и инерциальной навигационных систем, в результате которого находят скорректированные параметры навигации и величины ошибок значений, вырабатываемых инерциальной навигационной системой, передачу величин этих ошибок в инерциальную навигационную систему для коррекции вырабатываемых ей в последующие моменты времени параметров навигации, комплексирование проводят, используя информацию от одного навигационного спутника, на основе вырабатываемых аппаратурой приемника спутниковой навигационной системы первичных радионавигационных параметров, а именно псевдодальностей до этого навигационного спутника и псевдоскорости подвижного объекта относительно этого навигационного спутника, используя значения которых, а также текущие показания инерциальной навигационной системы о параметрах навигации подвижного объекта, находят скорректированные параметры навигации, а разницу между текущими параметрами навигации, вырабатываемыми инерциальной навигационной системой и скорректированными значениями параметров навигации, принимают за величины ошибок инерциальной навигационной системы.To obtain the claimed technical result in a method for determining navigation parameters, including obtaining information about navigation parameters from inertial and satellite navigation systems, combining signals from satellite and inertial navigation systems, as a result of which the adjusted navigation parameters and error values of values generated by the inertial navigation system are found, transmission the values of these errors in the inertial navigation system for the correction of the following The timing of the navigation parameters, the integration is carried out using information from one navigation satellite, based on the primary radio navigation parameters generated by the receiver equipment of the satellite navigation system, namely, the pseudo-range to this navigation satellite and the pseudo-speed of the moving object relative to this navigation satellite, using the values of which, as well as the current readings of the inertial navigation system about the navigation parameters of the moving object, find the speed rectified navigation parameters, and the difference between the current navigation parameters generated by the inertial navigation system and the adjusted values of the navigation parameters is taken as the error values of the inertial navigation system.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 и на фиг.2 условно изображена решаемая навигационная задача коррекции по координатам и по скорости соответственно.The invention is illustrated by drawings, where in figure 1 and figure 2 conventionally depicted solvable navigation correction task in coordinates and speed, respectively.

Скорректированные координаты и погрешности в определении координат инерциальной навигационной системы при видимости одного спутника определяют следующим образом (см. фиг.1).The adjusted coordinates and errors in determining the coordinates of the inertial navigation system when the visibility of one satellite is determined as follows (see figure 1).

1. Определяют дальность от подвижного объекта до спутника Dc путем вычитания из измеренной спутниковой навигационной системой псевдодальности

Figure 00000002
величины поправки δD. Дальность Dc как геометрическое место точек возможного положения объекта дает сферу S, сечение которой показано на фиг.1.1. Determine the distance from the moving object to the satellite D c by subtracting the pseudorange from the measured satellite navigation system
Figure 00000002
correction values δD. The range D c as the geometrical location of the points of the possible position of the object gives the sphere S, the cross section of which is shown in figure 1.

2. Вычисляют дальность от подвижного объекта до спутника на основании измерения координат подвижного объекта xи, yи, zи при помощи инерциальной навигационной системы и полученных от приемной аппаратуры спутниковой навигационной системы координат спутника хс, ус, zс [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005. - 688 с.]:2. Calculate the distance from the moving object to the satellite based on measuring the coordinates of the moving object x and , y and , z and using an inertial navigation system and received from the receiving equipment of the satellite navigation satellite coordinate system x s , y s , z s [GLONASS. The principles of construction and functioning / R.V.Bakitko [et al.]; under the editorship of A.I. Perova, V.N.Kharisova. - 3rd ed., Revised. - M .: Radio engineering, 2005. - 688 p.]:

Figure 00000003
Figure 00000003

3. За скорректированные координаты подвижного объекта

Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
принимают координаты точки пересечения линии, соединяющей спутник и подвижный объект, и сферы радиусом Dс, которые находят в соответствии с формулами [Воднеев В.Т. Основные математические формулы. Справочник. / В.Т.Воднеев, А.Ф.Наумович, И.Ф.Наумович. - Минск: «Вышэйшая школа», 1995. - 379 с. на странице 73]:3. For the adjusted coordinates of the moving object
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
take the coordinates of the point of intersection of the line connecting the satellite and the moving object, and the sphere of radius D with , which are found in accordance with the formulas [Vodneev V.T. Basic mathematical formulas. Directory. / V.T. Vodneev, A.F. Naumovich, I.F. Naumovich. - Minsk: “Highest School”, 1995. - 379 p. on page 73]:

Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009

где

Figure 00000010
Where
Figure 00000010

4. Вычисляют погрешности инерциальной навигационной системы в определении координат по формулам:4. Calculate the errors of the inertial navigation system in determining the coordinates by the formulas:

Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013

Величины δхи, δyи, δzи, полученные в соответствии с п.4, являются сигналами коррекции по координатам для инерциальной навигационной системы.The values of δх and , δy and , δz and , obtained in accordance with paragraph 4, are the correction signals for the coordinates for the inertial navigation system.

Скорректированный вектор скорости подвижного объекта и погрешности инерциальной навигационной системы в определении вектора скорости находят следующим образом (см. фиг.2):The adjusted vector of the speed of the moving object and the errors of the inertial navigation system in determining the velocity vector are found as follows (see figure 2):

1. Определяют направляющие косинусы прямой, соединяющей спутник и подвижный объект по формуле1. Determine the direction cosines of the line connecting the satellite and the moving object by the formula

Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016

2. Определяют относительную скорость спутника и подвижного объекта

Figure 00000017
путем вычитания из псевдоскорости
Figure 00000018
измеренной приемной аппаратурой спутниковой навигационной системы, величины поправки
Figure 00000019
2. Determine the relative speed of the satellite and the moving object
Figure 00000017
by subtracting from pseudo-speed
Figure 00000018
measured by the receiving equipment of the satellite navigation system, the correction value
Figure 00000019

В соответствии с фиг.2 относительная скорость

Figure 00000020
представляет собой сумму проекций на прямую, соединяющую спутник и подвижный объект, следующих векторов: вектора скорости подвижного объекта
Figure 00000021
и вектора скорости навигационного спутника
Figure 00000022
In accordance with figure 2 relative speed
Figure 00000020
represents the sum of the projections onto the straight line connecting the satellite and a moving object, of the following vectors: velocity vector of a moving object
Figure 00000021
and velocity vector of the navigation satellite
Figure 00000022

3. Используя полученные от приемной аппаратуры спутниковой навигационной системы данные о координатах спутника хс, ус, zс и его скорости

Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
а также полученные от инерциальной навигационной системы данные о местоположении подвижного объекта xu, yu, zu и его скорости
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
вычисляют значение относительной скорости спутника и подвижного объекта
Figure 00000029
[ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005. - 688 с.];3. Using the satellite coordinates x s , y s , z s and its speed received from the receiving equipment of the satellite navigation system
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
and received from the inertial navigation system data on the location of the mobile object x u, y u, z u and its speed
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
calculate the relative speed of the satellite and the moving object
Figure 00000029
[GLONASS. The principles of construction and operation. / R.V. Bakitko [et al.]; under the editorship of A.I. Perova, V.N.Kharisova. - 3rd ed., Revised. - M .: Radio engineering, 2005. - 688 p.];

Figure 00000030
Figure 00000030

Относительная скорость

Figure 00000031
представляет собой сумму проекций напрямую соединяющую спутник и подвижный объект, следующих векторов: вектора скорости подвижного объекта
Figure 00000032
вектора скорости навигационного спутника
Figure 00000033
и вектора ошибок инерциальной навигационной системы в определении скорости объекта
Figure 00000034
Relative speed
Figure 00000031
represents the sum of projections directly connecting the satellite and a moving object, the following vectors: velocity vector of a moving object
Figure 00000032
speed vector of the navigation satellite
Figure 00000033
and error vector of the inertial navigation system in determining the speed of an object
Figure 00000034

4. В соответствии с фиг.2 разница между величинами

Figure 00000035
и
Figure 00000036
составляет проекцию вектора погрешности инерциальной навигационной системы в определении скорости напрямую, соединяющую спутник и подвижный объект
Figure 00000037
Скорректированный вектор скорости
Figure 00000038
можно найти следующим образом:4. In accordance with figure 2 the difference between the values
Figure 00000035
and
Figure 00000036
composes the projection of the error vector of the inertial navigation system in determining the speed directly, connecting the satellite and the moving object
Figure 00000037
Adjusted Speed Vector
Figure 00000038
can be found as follows:

Figure 00000039
Figure 00000039

Не обладая дополнительной информацией, точно определить вектор

Figure 00000040
не представляется возможным. Геометрическое место точек возможного положения конца скорректированного вектора скорости
Figure 00000041
представляет собой плоскость α, так как истинный вектор
Figure 00000042
может быть одним из векторов
Figure 00000043
Исходя из критерия минимума длины вектора погрешностей, за оценку вектора
Figure 00000044
принимается его проекция на направление подвижный объект - спутник, вектора
Figure 00000045
Проекции
Figure 00000046
на оси системы координат
Figure 00000047
находятся в соответствии со следующими формулами:Without additional information, precisely determine the vector
Figure 00000040
does not seem possible. The geometric location of the points of the possible position of the end of the adjusted velocity vector
Figure 00000041
represents the plane α, since the true vector
Figure 00000042
may be one of the vectors
Figure 00000043
Based on the criterion for the minimum length of the error vector, for evaluating the vector
Figure 00000044
its projection on the direction of a moving object is taken - satellite, vector
Figure 00000045
Projections
Figure 00000046
on the axis of the coordinate system
Figure 00000047
are in accordance with the following formulas:

Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050
Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050

Величины

Figure 00000051
Figure 00000052
Figure 00000053
полученные в соответствии с п.4, являются сигналами коррекции для инерциальной навигационной системы по скорости.Quantities
Figure 00000051
Figure 00000052
Figure 00000053
received in accordance with paragraph 4, are the correction signals for the inertial navigation system in speed.

Применение найденного решения в интегрированной навигационной системе обеспечивает возможность определения параметров навигации при использовании данных спутниковой навигационной системы, получающей информацию только от одного навигационного спутника, что снижает зависимость системы от состояния группировки навигационных спутников на момент использования подвижного объекта.The application of the solution found in the integrated navigation system makes it possible to determine navigation parameters when using data from a satellite navigation system that receives information from only one navigation satellite, which reduces the dependence of the system on the state of the navigation satellite constellation at the time of use of the moving object.

Проведенное математическое моделирование показало работоспособность предлагаемого метода.Conducted mathematical modeling showed the efficiency of the proposed method.

Claims (1)

Способ определения параметров навигации, включающий получение информации о параметрах навигации от инерциальной и спутниковой навигационных систем, комплексирование сигналов спутниковой и инерциальной навигационных систем, в результате которого находят скорректированные параметры навигации и величины ошибок значений, вырабатываемых инерциальной навигационной системой, передачу величин этих ошибок в инерциальную навигационную систему для коррекции вырабатываемых ей в последующие моменты времени параметров навигации, отличающийся тем, что комплексирование проводят, используя информацию от одного навигационного спутника, на основе вырабатываемых аппаратурой приемника спутниковой навигационной системы первичных радионавигационных параметров, а именно псевдодальностей до этого навигационного спутника и псевдоскорости подвижного объекта относительно этого навигационного спутника, используя значения которых, а также текущие показания инерциальной навигационной системы о параметрах навигации подвижного объекта, находят скорректированные параметры навигации, а разницу между текущими параметрами навигации, вырабатываемыми инерциальной навигационной системой и скорректированными значениями параметров навигации принимают за величины ошибок инерциальной навигационной системы.A method for determining navigation parameters, including obtaining information about navigation parameters from inertial and satellite navigation systems, combining signals from satellite and inertial navigation systems, as a result of which adjusted navigation parameters and error values of values generated by the inertial navigation system are found, transferring the values of these errors to the inertial navigation a system for correcting navigation parameters developed by it at subsequent instants of time that distinguishes The fact is that the integration is carried out using information from one navigation satellite, based on the primary radio navigation parameters generated by the receiver equipment of the satellite navigation system, namely, the pseudo-ranges to this navigation satellite and the pseudo-speed of a moving object relative to this navigation satellite, using the values of which, as well as current readings inertial navigation system about the navigation parameters of a moving object, find the adjusted navigation parameters ii, and the difference between the current navigation parameters generated by the inertial navigation system and the adjusted values of the navigation parameters is taken as the error values of the inertial navigation system.
RU2007123823/28A 2007-06-25 2007-06-25 Method for navigation parametre definition RU2338160C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007123823/28A RU2338160C1 (en) 2007-06-25 2007-06-25 Method for navigation parametre definition

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007123823/28A RU2338160C1 (en) 2007-06-25 2007-06-25 Method for navigation parametre definition

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2338160C1 true RU2338160C1 (en) 2008-11-10

Family

ID=40230394

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007123823/28A RU2338160C1 (en) 2007-06-25 2007-06-25 Method for navigation parametre definition

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2338160C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2498335C2 (en) * 2011-11-03 2013-11-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Method of increasing noise immunity of integrated orientation and navigation system
RU2523753C1 (en) * 2013-01-09 2014-07-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) Method of personal autonomous navigation
RU2586076C1 (en) * 2014-12-29 2016-06-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт Министерства обороны Российской Федерации" Method of detecting tampering of accuracy characteristics of space navigation systems
RU2646941C1 (en) * 2016-12-20 2018-03-12 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Method for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane
RU2649026C1 (en) * 2016-12-20 2018-03-29 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Device for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ГЛОНАСС.Принципы построения и функционирования / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005, 688 с. *
Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации / Ю.А.Соловьев. - М.: КТЦ-"Эко-Трендз", 2000, 368 с. Захарин М.И. Кинематика инерциальных систем навигации / М.И.Захарин, Ф.Ш.Захарин. - М.: Машиностроение, 1968, 236 с. *
Федоров С.М., Михайлов О.И., Сухих Н.Н. Бортовые информационно-управляющие системы. - М.: Транспорт, 1994, с.125-126. *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2498335C2 (en) * 2011-11-03 2013-11-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Method of increasing noise immunity of integrated orientation and navigation system
RU2523753C1 (en) * 2013-01-09 2014-07-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) Method of personal autonomous navigation
RU2586076C1 (en) * 2014-12-29 2016-06-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт Министерства обороны Российской Федерации" Method of detecting tampering of accuracy characteristics of space navigation systems
RU2646941C1 (en) * 2016-12-20 2018-03-12 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Method for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane
RU2649026C1 (en) * 2016-12-20 2018-03-29 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Device for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5673071B2 (en) Position estimation apparatus and program
JP5606656B2 (en) Positioning device
US7355549B2 (en) Apparatus and method for carrier phase-based relative positioning
JP4781313B2 (en) Multipath detection device, positioning device, posture orientation determination device, multipath detection method, and multipath detection program
EP2146217A1 (en) Integrity of differential gps corrections in navigation devices using military type gps receivers
EP2816374B1 (en) Vehicle positioning in high-reflection environments
JP6409346B2 (en) Moving distance estimation device
CN110133700B (en) Shipborne integrated navigation positioning method
WO2016203744A1 (en) Positioning device
WO2015104757A1 (en) Speed estimation device
RU2338160C1 (en) Method for navigation parametre definition
JP2010256301A (en) Multipath determination device and program
JP2012098185A (en) Azimuth angle estimation device and program
JP2010223684A (en) Positioning apparatus for moving body
WO2020149014A1 (en) Satellite selection device and program
Emel’yantsev et al. Improving the accuracy of GPS compass for small-sized objects
JP7201219B2 (en) Positioning device, velocity measuring device, and program
JP7148039B2 (en) Mobile object information estimation device and program
CN110850459A (en) Accurate positioning method for seamless connection of indoor and outdoor environments of pedestrian positioning navigation system
JP3827598B2 (en) Moving body position measurement system
RU2329469C1 (en) Method of definition of navigation parameters
JP5157998B2 (en) Positioning device for moving objects
KR100341801B1 (en) Urban vehicle navigation system using multiple antennas
JP5062141B2 (en) Positioning device for moving objects
Komori et al. Initial Study on Spoofing Detection Using IMU and GNSS Compass

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20090626