RU2505785C1 - Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system - Google Patents
Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2505785C1 RU2505785C1 RU2012127093/28A RU2012127093A RU2505785C1 RU 2505785 C1 RU2505785 C1 RU 2505785C1 RU 2012127093/28 A RU2012127093/28 A RU 2012127093/28A RU 2012127093 A RU2012127093 A RU 2012127093A RU 2505785 C1 RU2505785 C1 RU 2505785C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- accelerometers
- ann
- driven
- apparent
- accelerometer
- Prior art date
Links
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области навигации различных объектов, движущихся в инерциальном пространстве и имеющих на борту две инерциальные навигационные системы (ИНС), из которых одна - высокоточная, другая - относительно грубая. Первая принимается за эталонную; вторая является навигационной системой, параметры погрешностей измерений акселерометров которой должны быть уточнены (доопределены) в ходе полета.The invention relates to the field of navigation of various objects moving in an inertial space and having two inertial navigation systems (ANNs) on board, one of which is highly accurate, the other is relatively rough. The first is taken as a reference; the second is a navigation system, the parameters of the measurement errors of the accelerometers of which must be refined (specified) during the flight.
К объектам, оснащенными такими системами, могут относиться наземные и морские транспортные средства (автомобили, суда), а также воздушные и космические летательные аппараты (самолеты, ракеты-носители, разгонные блоки, космические аппараты), от которых на определенных этапах полета, как от носителей, происходит отделение некоторых объектов. Носители несут высокоточную инерциальную навигационную систему, которую будем называть “эталонной”, а отделяемые от них - менее точную. Для ее обозначения будем употреблять термин “ведомая”.Objects equipped with such systems may include land and sea vehicles (cars, ships), as well as air and spacecraft (aircraft, launch vehicles, booster blocks, space vehicles), from which, at certain stages of flight, such as carriers, there is a separation of some objects. Carriers carry a high-precision inertial navigation system, which we will call the “reference”, and those that are separated from them are less accurate. For its designation we will use the term “slave”.
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, Т.Н. Румянцев.Known methods for calibrating sensitive elements (SE) during bench tests of W. Wrigley, W. Hollister, W. Denhard "Theory, design and testing of gyroscopes" ed. World, M., 1972; or I.E. Vinogradov, I.V. Gusev, A.I. Glazkov "Determination of calibration parameters of inertial measuring units (IIB) using a triaxial rotary table." Proceedings of FSUE SPCAP System and Control Devices No. 2 (8) 2009; “A method for calibrating CE BINS and a device for its implementation”, patent for invention No. 2334947, priority dated March 26, 2007 Makarchenko, S.A. Zaitsev, A.I. Kalinin, T.N. Rumyantsev.
Недостатком этих способов является отсутствие возможности калибровки ЧЭ инерциальных навигационных систем, в том числе акселерометров, в ходе движения.The disadvantage of these methods is the inability to calibrate the SE of inertial navigation systems, including accelerometers, during movement.
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.There is a method of autonomously determining the initial orientation of the instrument coordinate system of the strapdown inertial block of a controlled object relative to the base (starting) coordinate system [1]. To achieve this result, the signals of the accelerometers determine the increment of the projections of the apparent velocity vector on the axis of the instrument coordinate system. Then determine the velocity vector and the acceleration vector, measure the angular velocity sensors of the strapdown inertial block (BIB). From the values of the measured accelerations and the angular velocity of the Earth’s rotation, the angular position of the instrument coordinate system relative to the base (starting) coordinate system, the latitude of the test site, the position of the axles of the cardan suspension relative to the base coordinate system and the projection of the angular velocity of the Earth on the axis of the cardan suspension are determined. Then carry out the calibration of the sensitive elements of the BIB and re-determine the initial orientation of the instrument coordinate system relative to the base coordinate system.
Недостатком способа является возможность его использования лишь в неподвижной точке Земли, ограничивающий его применение, тем более невозможность определять параметры модели погрешностей акселерометров в ходе движения, в частности, в полете.The disadvantage of this method is the possibility of its use only at a fixed point on the Earth, limiting its use, the more so the inability to determine the parameters of the model of errors of accelerometers during movement, in particular, in flight.
Известен способ [2] определения в полете коэффициентов модели погрешностей гиростабилизаторов, в том числе модели погрешностей акселерометров, установленных на стабилизированной площадке, путем измерения сигналов на выходе акселерометров и уходов гироблоков при специальных вращениях гиростабилизированной платформы относительно ее осей стабилизации (одной или нескольких), определения проекции угловой скорости вращения основания по заданным направлениям, вычисления линейных ускорений и вычитания их из сигналов, поступающих с выходов акселерометров, формирования сигналов из скорректированных сигналов акселерометров, меняющихся от цикла определения погрешностей к циклу в процессе разворота гиростабилизированной платформы, формирования суммарных выходных сигналов модели из полученных составляющих, определения сигнала ошибки, в том числе ошибки акселерометров, после чего должным образом подстраивают весовые коэффициенты модели погрешностей до тех пор, пока не будет достигнут допустимый минимум разности сигнала, сформированного в модели, и сигнала суммарных уходов гироблоков и ошибок акселерометров.There is a method [2] for determining in flight coefficients of the model error of gyrostabilizers, including the model of error of accelerometers installed on a stabilized platform, by measuring signals at the output of accelerometers and gyro unit departures during special rotations of the gyrostabilized platform relative to its stabilization axes (one or more), determining projections of the angular velocity of rotation of the base in given directions, calculating linear accelerations and subtracting them from the signals coming from the output accelerometers, generating signals from the corrected signals of accelerometers, varying from the cycle of determining errors to the cycle during the rotation of the gyro-stabilized platform, forming the total output signals of the model from the obtained components, determining the error signal, including the error of the accelerometers, and then properly adjust the weight coefficients of the error model until an acceptable minimum of the difference between the signal generated in the model and the signal of total gyro blocks and accelerometer errors.
Способ имеет практический смысл в тех случаях, когда имеется возможность совершать фиксированные развороты стабилизированной площадки и проводить длительное время при таких условиях необходимые измерения, в том числе измерения акселерометров.The method has practical meaning in those cases when it is possible to make fixed turns of a stabilized platform and to carry out necessary measurements for a long time under such conditions, including measurements of accelerometers.
На практике эти условия часто не выполняются, например, на активных участках полета ракеты-носителя (РН) или разгонного блока (РБ) при работающих маршевых двигателях, когда специальные вращения стабилизированной площадки недопустимы, поскольку могут противоречить решению основной задачи управления.In practice, these conditions are often not satisfied, for example, in active sections of the flight of a launch vehicle (LV) or booster block (RB) with main engines running, when special rotations of the stabilized platform are unacceptable, since they may contradict the solution of the main control problem.
Известен способ [3] определения траектории движения подвижных объектов в базовой инерциальной системе координат (БИСК) путем численного интегрирования основного уравнения инерциальной навигации по информации о компонентах вектора кажущегося ускорения, поставляемых тройкой некомпланарных акселерометров ИНС носителя. Параллельно аналогичное счисление навигационной траектории выполняется с использованием показаний акселерометров ИНС объекта, который впоследствии должен быть отделен от носителя.There is a method [3] for determining the trajectory of motion of moving objects in a basic inertial coordinate system (BISC) by numerically integrating the basic equation of inertial navigation with respect to information about the components of the apparent acceleration vector supplied by a triple of non-coplanar carrier ANN accelerometers. In parallel, a similar numbering of the navigation trajectory is performed using the readings of the accelerometers of the ANN of the object, which should subsequently be separated from the carrier.
Перед началом счисления траекторий осуществляется выставка осей каждой системы в БИСК. В качестве БИСК обычно принимается начально-стартовая система координат. Выставка ведомой ИНС осуществляется на основе измерений исключительно ее собственных чувствительных элементов. При этом точность выставки ведомой ИНС вследствие относительно низкой точности ее чувствительных элементов, а также возможных динамических возмущений, вызванных, например, ветровыми воздействиями на объект во время предстартовой выставки, оказывается недостаточной для решения задач управления отделяемого объекта. Погрешность ориентации ведомой ИНС по отношению к эталонной будем характеризовать матрицей МКПБ.Before the reckoning of the trajectories, the axes of each system are displayed in the BISK. The initial starting coordinate system is usually taken as a BISK. An exhibition driven by ANN is carried out on the basis of measurements exclusively of its own sensitive elements. At the same time, the accuracy of the exhibition of the driven ANN due to the relatively low accuracy of its sensitive elements, as well as possible dynamic disturbances caused, for example, by wind actions on the object during the pre-launch exhibition, is insufficient to solve the control problems of the separated object. The orientation error of the driven ANN with respect to the reference will be characterized by the matrix M of the PBC .
Погрешность ориентации эталонной ИНС в БИСК полагается пренебрежимо малой. Поэтому матрица МКПБ характеризует погрешность знания положения осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС по отношению и к БИСК, в которой осуществляется решение навигационных задач обеими ИНС.The orientation error of the reference ANN in the BISK is assumed to be negligible. Therefore, the KPB matrix M characterizes the error in the knowledge of the position of the sensitivity axes of the accelerometers of the driven ANN with respect to the BISK, in which the navigation problems are solved by both ANNs.
Недостатком данного способа, принятого за прототип, является невозможность определения в полете параметров погрешностей акселерометров ведомой ИНС при наличии даже незначительных ошибок знания ориентации последней.The disadvantage of this method, adopted as a prototype, is the inability to determine in flight the parameters of the errors of the accelerometers of the driven ANN in the presence of even minor errors of knowledge of the orientation of the latter.
Следствием этого является недостаточная точность решения задачи навигации после начала самостоятельного движения отделяемого объекта, а, в конечном счете, недостаточная точность выполнения им задачи управления. Такая ситуация характерна, например, для полета разгонного блока, когда после отделения от РН он выполняет задачу доставки полезных грузов на целевые орбиты, особенно когда это происходит в течение значительного времени.The consequence of this is the insufficient accuracy of the solution of the navigation problem after the start of the independent movement of the detached object, and, ultimately, the insufficient accuracy of the control task. This situation is typical, for example, for the flight of the upper stage, when, after separation from the launch vehicle, it performs the task of delivering payloads to the target orbits, especially when this happens for a considerable time.
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 отделяемого объекта, в том числе и после перехода на самостоятельное решение им задач навигации и управления, за счет определения (уточнения) в период совместного движения носителя и отделяемого объекта зависящих
где
Предполагается, что ИНС отделяемого объекта содержит не менее трех акселерометров с некомпланарным расположением осей чувствительности, ориентация которых по отношению к осям чувствительности акселерометров эталонной инерциальной системы известна с погрешностью, характеризующейся матрицей МКПБ.It is assumed that the ANN of the detached object contains at least three accelerometers with an unplanar arrangement of the sensitivity axes, the orientation of which with respect to the sensitivity axes of the accelerometers of the reference inertial system is known with an error characterized by the matrix M of the CPB .
Поставленная задача достигается тем, что в известный способ, принятый за прототип, определения прогнозируемой в базовой (начально-стартовой) инерциальной системе координат траектории центра масс, включающий измерения векторов кажущегося ускорения движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта, производимые акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системой в БИСК и ведомой ИНС в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), которая образуется осями чувствительности акселерометров ИНС отделяемого объекта, передачи с определенной периодичностью результатов измерений акселерометров эталонной ИНС носителя в вычислительное устройство (ВУ) отделяемого объекта, в ходе движения, начиная с некоторого момента ti, по измерениям акселерометров ИНС отделяемого объекта накапливают кажущиеся скорости до достижения модулем вектора кажущейся скорости, получаемой по показаниям акселерометров этой ИНС, заданного значения, в этот момент ti+1 фиксируют в ВУ отделяемого объекта компоненты векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] по показаниям ИНС носителя и по показаниям ИНС отделяемого объекта, по этим данным определяют и запоминают в ВУ отделяемого объекта:The problem is achieved by the fact that in the known method adopted as a prototype, determining the predicted in the base (initial start) inertial coordinate system of the trajectory of the center of mass, including measuring the vectors of the apparent acceleration of the carrier object moving in inertial space and the detachable object rigidly connected with it, produced by accelerometers of the reference inertial navigation system in the BISC and the slave ANN in the instrument inertial coordinate system (PISC), which is formed by the axes sensitive STI accelerometers ANN detachable object, transmitting with a certain frequency measurement accelerometers reference ANN carrier results in the computing device (slave) detachable object, during movement, after a certain time t i, the measurements accelerometers ANN detachable object accumulate apparent velocity before the vector unit achieve an apparent velocity readings obtained by this accelerometers ANN setpoint, at which point t i + 1 is fixed in a detachable VU object components apparent vectors ck growth accumulated in the interval [t i, t i + 1] on indications INS of the carrier and on indications ANN detachable object, this data is determined and stored in the slave detachable object:
- разности одноименных компонент этих векторов- differences of the same components of these vectors
- разности модулей векторов- differences of modules of vectors
где wэт(ti,ti+1) и wвед(ti,ti+1) векторы кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] по показаниям акселерометров эталонной и ведомой ИНС, соответственно;where w et (t i , t i + 1 ) and w ved (t i , t i + 1 ) are the apparent velocity vectors accumulated in the interval [t i , t i + 1 ] according to the readings of the accelerometers of the reference and driven ANN, respectively;
Δwвед(ti,ti+1) - вектор разностей компонент кажущихся скоростей или, говоря иначе, вектор суммарных ошибок компонент кажущейся скорости, накопленных на рассматриваемом интервале [ti,ti+1], обусловленных всей совокупностью погрешностей измерений ведомой ИНС (ИНС отделяемого объекта);Δw of leads (t i , t i + 1 ) is the vector of differences of the components of the apparent speeds or, in other words, the vector of the total errors of the components of the apparent speed accumulated in the considered interval [t i , t i + 1 ], due to the whole set of measurement errors of the driven ANN (ANN of the separated object);
Δww(ti,ti+1) - разность модулей накопленных векторов кажущейся скорости или, говоря иначе, ошибка модуля кажущейся скорости, накопленной на интервале [ti,ti+1] по показаниям акселерометров ведомой ИНС;Δ w w (t i , t i + 1 ) is the difference between the modules of the accumulated vectors of the apparent speed or, in other words, the error of the module of the apparent speed accumulated in the interval [t i , t i + 1 ] according to the readings of the accelerometers of the slave ANN;
- относительные проекции векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] отдельно по оси чувствительности каждого акселерометра ведомой ИНС, на вектор набранной по показаниям эталонной ИНС кажущейся скорости- the relative projections of the apparent velocity vectors accumulated on the interval [t i , t i + 1 ] separately along the sensitivity axis of each accelerometer of the slave ANN, onto the vector of the apparent speed acquired from the reference ANN
где (•,•) - обозначение скалярного произведения векторов,where (•, •) is the designation of the scalar product of vectors,
wвед(j)(ti,ti+1) - вектор кажущейся скорости в БИСК, полученный на интервале [ti,ti+1] по показаниям j-го акселерометра ведомой ИНС,w ved (j) (t i , t i + 1 ) is the apparent velocity vector in the BISC, obtained on the interval [t i , t i + 1 ] according to the readings of the j-th accelerometer of the driven ANN,
wвед(j)(ti,ti+1)=wвед(j)(ti,ti+1)j,w Ved (j) (t i , t i + 1 ) = w Ved (j) (t i , t i + 1 ) j,
где j - орт оси чувствительности j-го акселерометра ведомой ИНС в проекциях на оси БИСК.where j is the orth of the sensitivity axis of the jth accelerometer of the driven ANN in projections on the BISC axis.
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
Согласно сказанному интервалы активного движения характеризуются условиями:According to the above, the intervals of active movement are characterized by the conditions:
где
ℜw - заданная положительная константа, определяющая минимально-допустимый по модулю угол разнопараллельности векторов кажущейся скорости, накапливаемых на рассматриваемых интервалах,ℜ w is a given positive constant that determines the minimum allowable modulo angle of different parallelism of the apparent velocity vectors accumulated on the considered intervals,
wак - выбранная константа.w ak is the selected constant.
Интервал движения с малыми перегрузками, обозначаемый как
причем
где
wmin - некоторая константа. Можно принять wmin=wак,w min is some constant. You can take w min = w ak ,
С учетом (6) на
Откуда вытекает, что для интервала движения
где
По значениям (2) ошибок модуля кажущейся скорости, накопленных на интервалах
определяют параметры
В (9):
Таким образом, предлагается способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС, включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта, производимые акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы объекта-носителя в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы отделяемого объекта в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), которая образуется осями чувствительности акселерометров ведомой ИНС, передачи с определенной периодичностью результатов измерений акселерометров эталонной ИНС носителя в вычислительное устройство (ВУ) отделяемого объекта. В ходе движения, начиная с некоторого момента ti, по измерениям акселерометров эталонной ИНС и ведомой ИНС накапливают кажущиеся скорости до достижения модулем вектора кажущейся скорости, получаемой по показаниям акселерометров ведомой ИНС, заданного значения. В этот момент ti+1 фиксируют в ВУ отделяемого объекта компоненты векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] по показаниям эталонной ИНС и ведомой ИНС. По этим данным определяют и запоминают в ВУ отделяемого объекта ошибку модуля вектора кажущейся скорости, вызванную погрешностями измерений ведомой инерциальной навигационной системы, и относительные проекции трех векторов кажущейся скорости, сформированные по показаниям каждого отдельного акселерометра ведомой ИНС, на орт кажущейся скорости, накопленной по показаниям акселерометров эталонной ИНС. Повторяют такие действия не менее чем на двух интервалах активного движения, характеризующихся взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них и на первом интервале векторов кажущейся скорости. По показаниям акселерометров эталонной ИНС объекта-носителя и ведомой ИНС отделяемого объекта, накопленным хотя бы на одном участке движения
Техническим результатом предлагаемого способа является определение в ходе движения независящих
ЛитератураLiterature
1. 3аявка: 2008150507/28, 19.12.2008. Патентообладатель: ФГУП "НПЦАП" (RU).1. 3 application: 2008150507/28, 12.19.2008. Patent holder: FSUE "NPTSAP" (RU).
2. Заявка: 98109135/09, 13.05.1998. (43) Дата публикации заявки: 20.03.20003.2. Application: 98109135/09, 05/13/1998. (43) Date of publication of the application: 03.20.20003.
3. Статистическая динамика и оптимизация управления летательных аппаратов. А.А. Лебедев, В.Т. Бобронников, М.Н. Красильщиков, В.В. Малышев. - М.: Машиностроение, 1985, стр.85-87.3. Statistical dynamics and control optimization of aircraft. A.A. Lebedev, V.T. Bobronnikov, M.N. Krasilshchikov, V.V. Malyshev. - M.: Mechanical Engineering, 1985, pp. 85-87.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012127093/28A RU2505785C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012127093/28A RU2505785C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012127093A RU2012127093A (en) | 2014-01-10 |
RU2505785C1 true RU2505785C1 (en) | 2014-01-27 |
Family
ID=49884094
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012127093/28A RU2505785C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2505785C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2566427C1 (en) * | 2014-08-06 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests |
RU2723976C1 (en) * | 2019-08-16 | 2020-06-18 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method for determining angular orientation of ground vehicle |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2049311C1 (en) * | 1992-07-20 | 1995-11-27 | Серпуховское высшее военное училище ракетных войск им.Ленинского комсомола | Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system |
RU2231819C2 (en) * | 2002-02-13 | 2004-06-27 | Иркутский военный авиационный инженерный институт | Adaptive control system with double-stage identifier and with implicit pattern model |
RU66563U1 (en) * | 2007-01-09 | 2007-09-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Рубин" (ОАО "НПП "Рубин") | SUBSYSTEM OF SYNTHESIS OF RADIO TECHNICAL SIGNALS |
RU2386107C1 (en) * | 2008-12-19 | 2010-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУ "НПЦ АП") | Independent method of determining initial orientation of instrument coordinate system of gimballess inertial unit of controlled object relative base coordinate system |
-
2012
- 2012-06-28 RU RU2012127093/28A patent/RU2505785C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2049311C1 (en) * | 1992-07-20 | 1995-11-27 | Серпуховское высшее военное училище ракетных войск им.Ленинского комсомола | Method of determination of coefficients of instrumentation error model of navigational system |
RU2231819C2 (en) * | 2002-02-13 | 2004-06-27 | Иркутский военный авиационный инженерный институт | Adaptive control system with double-stage identifier and with implicit pattern model |
RU66563U1 (en) * | 2007-01-09 | 2007-09-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Рубин" (ОАО "НПП "Рубин") | SUBSYSTEM OF SYNTHESIS OF RADIO TECHNICAL SIGNALS |
RU2386107C1 (en) * | 2008-12-19 | 2010-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУ "НПЦ АП") | Independent method of determining initial orientation of instrument coordinate system of gimballess inertial unit of controlled object relative base coordinate system |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ЛЕБЕДЕВ А.А., БОБРОННИКОВ В.Т., КРАСИЛЬЩИКОВ М.Н., МАЛЫШЕВ В.В. Статистическая динамика и оптимизация управления летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1985, с.85-87. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2566427C1 (en) * | 2014-08-06 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests |
RU2723976C1 (en) * | 2019-08-16 | 2020-06-18 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method for determining angular orientation of ground vehicle |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012127093A (en) | 2014-01-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Unsal et al. | Estimation of deterministic and stochastic IMU error parameters | |
CN110325833B (en) | System for accurately measuring structure and method thereof | |
CA2530903C (en) | Method and system for improving accuracy of inertial navigation measurements using measured and stored gravity gradients | |
CN107588769B (en) | Vehicle-mounted strapdown inertial navigation, odometer and altimeter integrated navigation method | |
RU2504734C1 (en) | Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of inertial navigation system as per satellite navigation measurements | |
US6594911B2 (en) | Long-term navigation method and device | |
US8768621B2 (en) | Signal processing module, navigation device with the signal processing module, vehicle provided with a navigation device and method of providing navigation data | |
CN104880189B (en) | A kind of antenna for satellite communication in motion low cost tracking anti-interference method | |
Vydhyanathan et al. | The next generation Xsens motion trackers for industrial applications | |
CN113783652A (en) | Data synchronization method and device of combined navigation system | |
RU2683144C1 (en) | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system | |
RU2505785C1 (en) | Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of driven inertial navigation system as per measurements of reference inertial navigation system | |
Reddy et al. | Advanced navigation system for aircraft applications | |
Emel’yantsev et al. | Calibration of a precision SINS IMU and construction of IMU-bound orthogonal frame | |
Pérez-D'Arpino et al. | Development of a low cost inertial measurement unit for uav applications with kalman filter based attitude determination | |
CN111197994B (en) | Position data correction method, position data correction device, computer device, and storage medium | |
EA037452B1 (en) | Gravimeter assembly | |
US8725415B2 (en) | Method and device for long-duration navigation | |
Hong et al. | Estimation of alignment errors in GPS/INS integration | |
Eldesoky et al. | Performance enhancement of low-cost MEMS inertial sensors using extensive calibration technique | |
RU2386107C1 (en) | Independent method of determining initial orientation of instrument coordinate system of gimballess inertial unit of controlled object relative base coordinate system | |
Emel’yantsev et al. | Initial alignment of SINS measuring unit and estimation of its errors using satellite phase measurements | |
CN114137592A (en) | Switching method and system for fusion positioning of multi-source sensor | |
RU2486472C1 (en) | Method to calibrate sensitive elements of platform-free inertial navigation system in flight | |
Tikhomirov et al. | Calibration of a strapdown INS with an inertial measurement unit installed on shock absorbers |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20220325 |