RU2504734C1 - Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации - Google Patents

Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации Download PDF

Info

Publication number
RU2504734C1
RU2504734C1 RU2012127092/28A RU2012127092A RU2504734C1 RU 2504734 C1 RU2504734 C1 RU 2504734C1 RU 2012127092/28 A RU2012127092/28 A RU 2012127092/28A RU 2012127092 A RU2012127092 A RU 2012127092A RU 2504734 C1 RU2504734 C1 RU 2504734C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
apparent
interval
vector
accelerometers
errors
Prior art date
Application number
RU2012127092/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012127092A (ru
Inventor
Виктор Давидович Дишель
Ефим Леонидович Межирицкий
Виктор Андреевич Немкевич
Александр Илариевич Сапожников
Наталья Викторовна Соколова
Андрей Константинович Быков
Виктор Григорьевич Сулимов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП")
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП")
Priority to RU2012127092/28A priority Critical patent/RU2504734C1/ru
Publication of RU2012127092A publication Critical patent/RU2012127092A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2504734C1 publication Critical patent/RU2504734C1/ru

Links

Abstract

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных навигационных системах (ИНС) управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в ходе определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС по измерениям спутниковой навигации, включающей измерения вектора кажущегося ускорения движущегося в инерциальном пространстве объекта, по измерениям акселерометров ИНС и корректирующим поправкам к вектору скорости в различные моменты времени, получаемым по измерениям навигационных космических аппаратов систем "Глонасс" и GPS, определяют ошибки модулей векторов кажущейся скорости, накопленных на нескольких интервалах движения, контролируемых подвижных объектов, отличающихся взаимно неколлинеарными направлениями векторов кажущейся скорости.

Description

Изобретение относится к области навигации различных объектов, движущихся в инерциальном пространстве и имеющих на борту инерциальную навигационную систему (ИНС) и аппаратуру спутниковой навигации, позволяющую принимать И обрабатывать сигналы от навигационных космических аппаратов (НКА) систем "Глонасс" и GPS.
К объектам, оснащенными такими системами, могут относиться наземные и морские транспортные средства (автомобили, суда), а также воздушные и космические летательные аппараты (самолеты, ракеты-носители, спасаемые ступени ракет-носителей, разгонные блоки, космические аппараты, спускаемые с околоземных орбит аппараты).
Известны способы калибровки чувствительных элементов (ЧЭ) при стендовых испытаниях У. Ригли, У. Холлистер, У. Денхард «Теория, проектирование и испытания гироскопов» изд. Мир, М., 1972 г; или И.Е. Виноградов, И.В. Гусев, А.И. Глазков «Определение калибровочных параметров инерциальных измерительных блоков (ИИБ) с помощью трехосного поворотного стола». Труды «ФГУП НПЦАП» «Системы и приборы управления» №2(8) 2009 г; «Способ калибровки ЧЭ БИНС и устройство для его осуществления», патент на изобретение №2334947 приоритет от 26.03.2007 г. Ф.И. Макарченко, С.А. Зайцев, А.И. Калинин, Г.Н. Румянцев.
Недостатком этих способов является отсутствие возможности калибровки ЧЭ инерциальных навигационных систем, в том числе акселерометров, в полете.
Известен способ автономного определения начальной ориентации приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока управляемого объекта относительно базовой (стартовой) системы координат [1]. Для достижения данного результата по сигналам акселерометров определяют приращения проекций вектора кажущейся скорости на оси приборной системы координат. Затем определяют вектор скорости и вектор ускорения, производят измерения датчиками угловой скорости бесплатформенного инерциального блока (БИБ). По значениям измеренных ускорений и угловой скорости вращения Земли определяют угловое положение приборной системы координат относительно базовой (стартовой) системы координат, широту места испытаний, положение осей карданова подвеса относительно базовой системы координат и проекции угловой скорости вращения Земли на оси карданова подвеса. Затем осуществляют калибровку чувствительных элементов БИБ и повторно определяют начальную ориентацию приборной системы координат относительно базовой системы координат.
Недостатком способа является возможность его использования лишь в неподвижной точке Земли, ограничивающий его применение, тем более невозможность определять коэффициенты модели погрешностей акселерометров в полете.
Известен способ [2] определения траектории движения подвижных объектов в базовой инерциальной системе координат (БИСК) путем численного интегрирования основного уравнения инерциальной навигации с измеренными компонентами вектора кажущегося ускорения, поставляемыми тройкой некомпланарных акселерометров инерциальной навигационной системы (ИНС), и периодической коррекции параметров движения по информации от навигационных спутниковых систем "Глонасс" и GPS.
Перед началом счисления траектории производится выставка осей ИНС в БИСК. В современных ИНС данная операция осуществляется на основе измерений собственных ее чувствительных элементов. В качестве БИСК обычно принимается начально-стартовая система координат. Точность выставки ИНС вследствие ошибок чувствительных элементов, в том числе и ошибок акселерометров, часто недостаточна для решения задач управления.
Недостатком способа, принятого за прототип, является невозможность определения в полете параметров погрешностей акселерометров при наличии ошибок ориентации приборной системы координат. Следствием этого является недостаточная точность решения задачи навигации, особенно после прекращения по той или иной причине приема сигналов от навигационных космических аппаратов, а, в конечном счете, недостаточная точность выполнения задачи управления.
Такая ситуация характерна, например, для выведения разгонным блоком (РБ) полезной нагрузки на целевые орбиты с высотами, превышающими (3,0..3,5) тыс. км., где сигналы спутниковых навигационных систем либо вовсе недоступны, либо доступны, но эпизодически.
Предлагаемый способ предназначен для повышения точности определения траектории центра масс, повышения точности ориентации осей чувствительности акселерометров в базовой инерциальной системе координат и точности прогнозирования траектории, в том числе и после прекращения приема информации от навигационных космических аппаратов (НКА) систем "Глонасс" и GPS, за счет определения (уточнения) в период приема измерений от НКА зависящих
Figure 00000001
 ,
Figure 00000002
 ,
Figure 00000003
 и независящих
Figure 00000004
 ,
Figure 00000005
 ,
Figure 00000006
 от перегрузки параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС. Параметры
Figure 00000007
 характеризуют ошибки масштабных коэффициентов измерений акселерометров,
Figure 00000008
 - ошибки нулей измерений акселерометров. Величины ошибок полагаем ограниченными, так что:
Figure 00000009
где
Figure 00000010
 и
Figure 00000011
 - заданные константы.
Предполагается, что ИНС объекта содержит не менее трех акселерометров с некомпланарным расположением осей чувствительности, ориентация которых по отношению к осям БИСК известна с погрешностью, характеризующейся матрицей МКПБ.
Поставленная задача достигается тем, что в известный способ, принятый за прототип, определения прогнозируемой в базовой (начально-стартовой) инерциальной системе координат траектории движения, включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта, производимые акселерометрами ИНС в инерциальной приборной системе координат (ПИСК), а также сеансы навигационных определений по сигналам систем "Глонасс" и GPS, по которым в моменты времени τν, ν=1, 2, 3… проведения сеансов определяют корректирующие поправки к вектору скорости и к вектору координат навигационной траектории в БИСК, в ходе движения, начиная с некоторого момента tш в моменты τν, ν=1, 2, .., l проведения сеансов навигационных определений, где первый τ1 совпадает с ti, из полученной на очередном сеансе корректирующей поправки к вектору скорости вычитают сигналы, пропорциональные произведению гравитационного градиента на полученную корректирующую поправку, умноженную на квадрат временного интервала между моментами τν и τν+1 соседних сеансов. В результате образуются следующие разности
Figure 00000012
 , ν=1, 2, 3…; τ1=ti,
где Δv+(τν) - корректирующая поправка к вектору скорости, полученная на очередном в момент τν сеансе навигационных определений,
Figure 00000013
 - матрица гравитационного градиента.
Полагая при вычислении G, что вектор гравитационного ускорения g соответствует модели
Figure 00000014
 центрального поля, получаем
Figure 00000015
 ,
µ - гравитационная константа Земли,
Figure 00000016
 - единичный радиус-вектор.
Из приведенных разностей по мере прохождения сеансов в моменты τν накапливают суммы.
Начиная с того же начального момента ti по показаниям акселерометров ИНС накапливают кажущиеся скорости по осям ПИСК до достижения модулем вектора кажущейся скорости заданного значения wак. В этот момент t,+i фиксируют в вычислительном устройстве (ВУ) объекта компоненты Wн(ti, ti+1) кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti, ti+1].
Корректирующая поправка Δv+(ti+1) к вектору скорости, относящаяся к моменту ti+1, становится последней в накапливаемой на данном интервале сумме разностей. Полагаем, что за интервал [ti, ti+1] получено l корректирующих поправок.
У сумм разностей, выработанных по корректирующим поправкам l состоявшихся на интервале [ti, ti+1] сеансов, меняют знаки на противоположные. Результатом этого являются накопленные на интервале [ti, ti+1] ошибки компонент кажущейся скорости, вызванные погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, т.е.
Figure 00000017
где ΔW+(ti, ti+1) - накопленный на интервале [ti, ti+1]≡[τ1,τl] вектор ошибок компонент кажущейся скорости, обусловленных совокупностью погрешностей измерений инерциальной навигационной системы.
Суммируют ΔW+(ti, ti+1) с компонентами кажущейся скорости Wн(ti, ti+1), накопленными по сигналам акселерометров в ПИСК на том же интервале
Figure 00000018
и определяют уточненный вектор
Figure 00000019
 накопленной на интервале [ti, ti+1] кажущейся скорости.
Определяют орт
Figure 00000020
 этого вектора
Figure 00000021
после чего вектор ΔW+(ti, ti+1) накопленных на интервале [ti, ti+1] суммарных ошибок компонент кажущейся скорости скалярно умножают на орт
Figure 00000022
 и определяют оценку Δww(ti, ti+1) ошибки модуля измеренной акселерометрами кажущейся скорости
Figure 00000023
где (•, •) - обозначение скалярного произведения векторов, обусловленной погрешностями измерений инерциальной навигационной системы.
Определяют относительные проекции векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti, ti+1] отдельно по оси чувствительности каждого акселерометра ИНС, на уточненный вектор кажущейся скорости
Figure 00000024
где
Figure 00000025
 - вектор кажущейся скорости в БИСК, полученный на интервале [ti, ti+1] по показаниям только одного j-го акселерометра,
Figure 00000026
 - относительная проекция вектора
Figure 00000027
 на орт
Figure 00000028
Figure 00000029
 ,
где j - орт оси чувствительности j-го акселерометра в проекциях на оси БИСК.
Такие действия повторяют несколько раз: не менее чем дважды на интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками и взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них векторов кажущейся скорости при заданных значениях модулей этих векторов, и хотя бы раз на участке
Figure 00000030
 , отличающимся малыми значениями компонент ускорений и достаточной продолжительностью
Figure 00000031
 .
Согласно сказанному интервалы активного движения характеризуются условиями
Figure 00000032
 ,
Figure 00000033
Figure 00000034
 .
Figure 00000035
где
Figure 00000036
 - единичный вектор кажущейся скорости, накапливаемой на интервале
Figure 00000037
 (i=1, 3, 5) активного движения,
ℜw - заданная положительная константа, определяющая минимально-допустимый по модулю угол разнопараллельности векторов кажущейся скорости, накапливаемых на рассматриваемых интервалах,
wак - выбранная константа.
Интервал движения с малыми перегрузками, обозначаемый как
Figure 00000030
 , характеризуется следующими условиями:
Figure 00000038
причем
Figure 00000039
 ,
где
Figure 00000040
 - абсолютное значение ν-й компоненты вектора кажущегося ускорения
Figure 00000041
 , ν=ч, y, z - оси БИСК,
|g| - модуль гравитационного ускорения,
wmin - некоторая константа. Можно принять wmin=wак,
Figure 00000042
 - например, некоторый интервал участка орбитального полета разгонного блока, характеризующийся движением РБ с выключенными маршевыми двигателями, но при возможных периодических срабатываниях двигателей стабилизации.
С учетом (1) и (9) на
Figure 00000043
 выполняется неравенство
Figure 00000044
откуда вытекает, что для интервала движения
Figure 00000043
 при матрице ошибок ориентации МКПБ, элементы (компоненты вектора поворота) которой соответствуют угловым ошибкам порядка единиц градусов, справедливо:
Figure 00000045
где
Figure 00000046
 - определяемый по формуле (2) вектор суммарных ошибок компонент кажущейся скорости, обусловленных совокупным влиянием на интервале
Figure 00000043
 погрешностей измерений ИНС;
Figure 00000047
 - интеграл от функции влияния независящей составляющей
Figure 00000048
 ошибки измерений j-го акселерометра на погрешность компоненты
Figure 00000049
 вектора
Figure 00000050
 кажущейся скорости в проекции на ось чувствительности данного акселерометра.
По значениям (5) оценок ошибок модулей кажущейся скорости, накопленных на интервалах
Figure 00000037
 , характеризующихся условиями (7), (8), с учетом найденных с помощью (11) параметров
Figure 00000051
 из системы линейных уравнений
Figure 00000052
определяют параметры
Figure 00000053
 .
В (12):
Figure 00000054
 и
Figure 00000055
 - определяемые с использованием (6) интегралы от функций влияния параметров соответственно
Figure 00000053
 и
Figure 00000056
 на ошибку модуля вектора кажущейся скорости, накапливаемой по показаниям акселерометров ИНС на интервале
Figure 00000057
 .
Таким образом, предлагается способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС по измерениям спутниковой навигации, включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта, производимые акселерометрами ИНС объекта в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), а также сеансы навигационных определений по сигналам систем "Глонасс" и GPS, по которым в моменты времени τν, ν=1, 2, 3… проведения сеансов определяют корректирующие поправки к вектору скорости и к вектору координат навигационной траектории в БИСК. В ходе движения, начиная с некоторого момента tш в моменты τν, ν=1, 2, .., l. проведения сеансов навигационных определений, где первый момент τ1 совпадает с ti. Из полученной на очередном сеансе корректирующей поправки к вектору скорости вычитают сигналы, пропорциональные произведению гравитационного градиента на полученную корректирующую поправку, умноженную на квадрат временного интервала между моментами τν и τν+1 соседних сеансов. Из получаемых разностей по мере прохождения сеансов в моменты τν накапливают суммы. Начиная с того же начального момента ti по показаниям акселерометров ИНС накапливают кажущиеся скорости по осям ПИСК до достижения модулем вектора кажущейся скорости заданного значения. В этот момент ti+1 фиксируют в вычислительном устройстве (ВУ) объекта компоненты кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti, ti+1], корректирующая поправка Δv+(ti+1) к вектору скорости, относящаяся к моменту ti+1, становится последней в накапливаемой на данном интервале сумме разностей, у сумм разностей, выработанных по корректирующим поправкам l состоявшихся на интервале [ti, ti+1] сеансов, меняют знаки на противоположные и определяют тем самым накопленные на интервале [ti, ti+1] ошибки компонент кажущейся скорости, вызванные погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, запоминают их. Эти ошибки компонент кажущейся скорости суммируют с запомненными на том же интервале компонентами кажущейся скорости по осям ПИСК и определяют уточненный вектор кажущейся скорости этого интервала в проекциях на оси БИСК, определяют орт этого вектора и проектируют на него вектор ошибок компонент кажущейся скорости, вызванных погрешностями измерений инерциальной навигационной системы. По этим данным определяют и запоминают в ВУ оценку ошибки модуля измеренной в ПИСК кажущейся скорости, обусловленную погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, а также относительные проекции трех векторов кажущейся скорости, сформированные по показаниям каждого отдельного акселерометра ИНС на орт уточненного вектора кажущейся скорости. Повторяют такие операции еще не менее чем на двух интервалах активного движения, характеризующихся взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них и на первом интервале векторов кажущейся скорости. Все операции вплоть до определения ошибок компонент кажущейся скорости, вызванных погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, повторяют хотя бы на одном интервале
Figure 00000043
 движения, характеризующимся малыми значениями перегрузок по осям БИСК и достаточной продолжительностью участка. Полученные на интервале
Figure 00000043
 ошибки компонент кажущейся скорости делят на величину интеграла от функции влияния погрешности измерений соответствующего акселерометра, независящей от перегрузки, на погрешность накапливаемой на интервале
Figure 00000043
 по оси чувствительности данного акселерометра кажущейся скорости, тем самым определяют и запоминают параметры погрешностей измерений каждого акселерометра, независящие от перегрузки. Из запомненных оценок ошибок модуля измеренной в ПИСК кажущейся скорости, полученных не менее чем на трех интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками, вычитают результаты умножений значений параметров функции влияния данного параметра каждого акселерометра на ошибку модуля кажущейся скорости, набранной на этом интервале активного движения, и определяют тем самым значения правых частей системы трех линейных уравнений для параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки. Решают линейную систему, определяют из нее и запоминают значения параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки. По найденным значениям независящих и зависящих от перегрузки параметрам погрешностей каждого акселерометра уточняют получаемые от акселерометров текущие значения кажущихся ускорений и используют их при численном интегрировании в реальном масштабе времени основного уравнения инерциальной навигации траектории объекта.
Техническим результатом предлагаемого способа является определение в ходе движения независящих
Figure 00000056
 (j=1, 2, 3) и зависящих
Figure 00000058
 (j=1, 2, 3) от перегрузки параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС и учет их в текущих показаниях акселерометров, что обеспечивает более точное формирование компонент вектора кажущегося ускорения, а, значит, и более точное счисление траектории движения с помощью численного интегрирования основного уравнения инерциальной навигации с уточненными значениями компонент кажущегося ускорения. Одновременно это обеспечивает повышение точности ориентации осей чувствительности акселерометров в БИСК за счет устранения из элементов матрицы МКПБ составляющих, обусловленных ошибками измерений акселерометров.
Литература
1. А. Липтон. Выставка инерциальных систем на подвижном основании, "Наука", 1971
2. Исследование способов комплексирования данных при построении инерциально-спутниковых систем. С.П. Дмитриев, О.А. Степанов, Д.А. Кошаев. Гироскопия и навигация, 1999 г., №3

Claims (1)

  1. Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям спутниковой навигации, включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта, производимые акселерометрами ИНС объекта в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), а также сеансы навигационных определений по сигналам систем "Глонасс" и GPS, по которым в моменты времени τν, ν =1, 2, 3… проведения сеансов определяют корректирующие поправки к вектору скорости и к вектору координат навигационной траектории в БИСК, отличающийся тем, что в ходе движения, начиная с некоторого момента ti в моменты τν, ν=1, 2, …, l проведения сеансов навигационных определений, где первый момент τ1 совпадает с ti, из полученной на очередном сеансе корректирующей поправки к вектору скорости вычитают сигналы, пропорциональные произведению гравитационного градиента на полученную корректирующую поправку, умноженную на квадрат временного интервала между моментами τν и τν+1 соседних сеансов, из получаемых разностей по мере прохождения сеансов в моменты τν накапливают суммы, начиная с того же начального момента ti по показаниям акселерометров ИНС накапливают кажущиеся скорости по осям ПИСК до достижения модулем вектора кажущейся скорости заданного значения, в этот момент ti+1 фиксируют в вычислительном устройстве (ВУ) объекта компоненты кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti, ti+1], корректирующая поправка Δv+(ti+1) к вектору скорости, относящаяся к моменту ti+1, становится последней в накапливаемой на данном интервале сумме разностей, у сумм разностей, выработанных по корректирующим поправкам l состоявшихся на интервале [ti, ti+1] сеансов, меняют знаки на противоположные и определяют тем самым накопленные на интервале [ti, ti+1] ошибки компонент кажущейся скорости, вызванные погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, запоминают их, эти ошибки компонент кажущейся скорости суммируют с запомненными на том же интервале компонентами кажущейся скорости по осям ПИСК и определяют уточненный вектор кажущейся скорости этого интервала в проекциях на оси БИСК, определяют орт этого вектора и проектируют на него вектор ошибок компонент кажущейся скорости, вызванных погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, по этим данным определяют и запоминают в ВУ оценку ошибки модуля измеренной в ПИСК кажущейся скорости, обусловленную погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, а также относительные проекции трех векторов кажущейся скорости, сформированные по показаниям каждого отдельного акселерометра ИНС на орт уточненного вектора кажущейся скорости, повторяют такие операции еще не менее чем на двух интервалах активного движения, характеризующихся взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них и на первом интервале векторов кажущейся скорости, все операции вплоть до определения ошибок компонент кажущейся скорости, вызванных погрешностями измерений инерциальной навигационной системы, повторяют хотя бы на одном интервале
    Figure 00000059
     движения, характеризующимся малыми значениями перегрузок по осям БИСК и достаточной продолжительностью участка, полученные на интервале
    Figure 00000060
     ошибки компонент кажущейся скорости делят на величину интеграла от функции влияния погрешности измерений соответствующего акселерометра, независящей от перегрузки, на погрешность накапливаемой на интервале
    Figure 00000060
     по оси чувствительности данного акселерометра кажущейся скорости, тем самым определяют и запоминают параметры погрешностей измерений каждого акселерометра, независящие от перегрузки, из запомненных оценок ошибок модуля измеренной в ПИСК кажущейся скорости, полученных не менее чем на трех интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками, вычитают результаты умножений значений параметров погрешностей, независящих от перегрузки, на величины интегралов от функции влияния данного параметра каждого акселерометра на ошибку модуля кажущейся скорости, набранной на этом интервале активного движения, и определяют тем самым значения правых частей системы трех линейных уравнений для параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, решают линейную систему, определяют из нее и запоминают значения параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, по найденным значениям независящих и зависящих от перегрузки параметрам погрешностей каждого акселерометра уточняют получаемые от акселерометров текущие значения кажущихся ускорений и используют их при численном интегрировании в реальном масштабе времени основного уравнения инерциальной навигации траектории объекта.
RU2012127092/28A 2012-06-28 2012-06-28 Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации RU2504734C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012127092/28A RU2504734C1 (ru) 2012-06-28 2012-06-28 Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012127092/28A RU2504734C1 (ru) 2012-06-28 2012-06-28 Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012127092A RU2012127092A (ru) 2014-01-10
RU2504734C1 true RU2504734C1 (ru) 2014-01-20

Family

ID=49884093

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012127092/28A RU2504734C1 (ru) 2012-06-28 2012-06-28 Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2504734C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2564523C1 (ru) * 2014-07-17 2015-10-10 Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Сибирский Федеральный Университет" (Сфу) Способ угловой ориентации объекта по радионавигационным сигналам космических аппаратов

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109798902B (zh) * 2019-03-11 2020-09-22 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法
CN110703355B (zh) * 2019-09-19 2023-03-10 东华理工大学 一种星载加速度计的校准方法及装置
CN113865585B (zh) * 2021-09-07 2023-08-29 北京航天控制仪器研究所 一种陀螺仪组合高阶误差系数分离与补偿方法和系统
CN115355906B (zh) * 2022-10-19 2022-12-20 中国人民解放军国防科技大学 一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2049311C1 (ru) * 1992-07-20 1995-11-27 Серпуховское высшее военное училище ракетных войск им.Ленинского комсомола Способ определения коэффициентов модели инструментальных погрешностей навигационной системы
RU2231819C2 (ru) * 2002-02-13 2004-06-27 Иркутский военный авиационный инженерный институт Адаптивная система управления с двухэтапным идентификатором и неявной эталонной моделью
RU66563U1 (ru) * 2007-01-09 2007-09-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Рубин" (ОАО "НПП "Рубин") Подсистема синтеза радиотехнических сигналов
RU2386107C1 (ru) * 2008-12-19 2010-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУ "НПЦ АП") Автономный способ определения начальной ориентации приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока управляемого объекта относительно базовой системы координат

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2049311C1 (ru) * 1992-07-20 1995-11-27 Серпуховское высшее военное училище ракетных войск им.Ленинского комсомола Способ определения коэффициентов модели инструментальных погрешностей навигационной системы
RU2231819C2 (ru) * 2002-02-13 2004-06-27 Иркутский военный авиационный инженерный институт Адаптивная система управления с двухэтапным идентификатором и неявной эталонной моделью
RU66563U1 (ru) * 2007-01-09 2007-09-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Рубин" (ОАО "НПП "Рубин") Подсистема синтеза радиотехнических сигналов
RU2386107C1 (ru) * 2008-12-19 2010-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУ "НПЦ АП") Автономный способ определения начальной ориентации приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока управляемого объекта относительно базовой системы координат

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Исследование способов комплексирования данных при построении инерциально-спутниковых систем. С.П. ДМИТРИЕВ, О.А. СТЕПАНОВ, Д.А. КОШАЕВ. - Гироскопия и навигация, 1999, No.3. *
Исследование способов комплексирования данных при построении инерциально-спутниковых систем. С.П. ДМИТРИЕВ, О.А. СТЕПАНОВ, Д.А. КОШАЕВ. - Гироскопия и навигация, 1999, №3. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2564523C1 (ru) * 2014-07-17 2015-10-10 Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Сибирский Федеральный Университет" (Сфу) Способ угловой ориентации объекта по радионавигационным сигналам космических аппаратов

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012127092A (ru) 2014-01-10

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
Unsal et al. Estimation of deterministic and stochastic IMU error parameters
EP2259023B1 (en) Inertial navigation system error correction
RU2504734C1 (ru) Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации
US8768621B2 (en) Signal processing module, navigation device with the signal processing module, vehicle provided with a navigation device and method of providing navigation data
Vydhyanathan et al. The next generation Xsens motion trackers for industrial applications
RU2539140C1 (ru) Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата
RU2683144C1 (ru) Способ определения ошибок ориентации измерительных осей лазерных гироскопов и маятниковых акселерометров в бесплатформенной инерциальной навигационной системе
Reddy et al. Advanced navigation system for aircraft applications
Pérez-D'Arpino et al. Development of a low cost inertial measurement unit for uav applications with kalman filter based attitude determination
CN111197994B (zh) 位置数据修正方法、装置、计算机设备和存储介质
RU2487318C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
RU2505785C1 (ru) Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы по измерениям эталонной инерциальной навигационной системы
Eldesoky et al. Performance enhancement of low-cost MEMS inertial sensors using extensive calibration technique
US20170307378A1 (en) System and method for long baseline accelerometer/gnss navigation
RU2386107C1 (ru) Автономный способ определения начальной ориентации приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока управляемого объекта относительно базовой системы координат
Du Rotary inertial navigation system with a low-cost MEMS IMU and its integration with GNSS
Bashir et al. Kalman Filter Based Sensor Fusion for Altitude Estimation of Aerial Vehicle
Emel’yantsev et al. Initial alignment of SINS measuring unit and estimation of its errors using satellite phase measurements
RU2486472C1 (ru) Способ калибровки чувствительных элементов бесплатформенной инерциальной навигационной системы в полете
RU2583882C1 (ru) Способ тарировки датчика микроускорений в космическом полете
Tikhomirov et al. Calibration of a strapdown INS with an inertial measurement unit installed on shock absorbers
CN110987018A (zh) 比力微分的位置法dvl误差标定方法及系统
Zemer et al. Feasibility study of a partial gyro-free inertial navigation system mounted on a ground robot
Iqbal et al. Nonlinear modeling of azimuth error for 2D car navigation using parallel cascade identification augmented with Kalman filtering

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20220325