RU2602342C2 - Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата - Google Patents
Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2602342C2 RU2602342C2 RU2014152747/08A RU2014152747A RU2602342C2 RU 2602342 C2 RU2602342 C2 RU 2602342C2 RU 2014152747/08 A RU2014152747/08 A RU 2014152747/08A RU 2014152747 A RU2014152747 A RU 2014152747A RU 2602342 C2 RU2602342 C2 RU 2602342C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- block
- input
- output
- matrix
- squaring
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F7/00—Methods or arrangements for processing data by operating upon the order or content of the data handled
- G06F7/38—Methods or arrangements for performing computations using exclusively denominational number representation, e.g. using binary, ternary, decimal representation
- G06F7/48—Methods or arrangements for performing computations using exclusively denominational number representation, e.g. using binary, ternary, decimal representation using non-contact-making devices, e.g. tube, solid state device; using unspecified devices
- G06F7/544—Methods or arrangements for performing computations using exclusively denominational number representation, e.g. using binary, ternary, decimal representation using non-contact-making devices, e.g. tube, solid state device; using unspecified devices for evaluating functions by calculation
- G06F7/548—Trigonometric functions; Co-ordinate transformations
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
- G01S5/02—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using radio waves
- G01S5/10—Position of receiver fixed by co-ordinating a plurality of position lines defined by path-difference measurements, e.g. omega or decca systems
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06G—ANALOGUE COMPUTERS
- G06G7/00—Devices in which the computing operation is performed by varying electric or magnetic quantities
- G06G7/48—Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators
- G06G7/78—Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators for direction-finding, locating, distance or velocity measuring, or navigation systems
Abstract
Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано на борту летательного аппарата, а также при моделировании динамики и управлении полетами летательных аппаратов. Технический результат - увеличение точности определения углов пространственной ориентации летательных аппаратов. Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата, содержащее блок датчиков угловых скоростей и блок интегрирования матрицы направляющих косинусов, дополнительно включает в себя шесть блоков возведения в квадрат, два умножителя, пять сумматоров, четыре делителя, три устройства извлечения квадратного корня, три инвертора и три блока определения арккосинуса, соединенных между собой таким образом, чтобы по сигналам с блока интегрирования матрицы направляющих косинусов обеспечить определение углов крена, тангажа и рыскания. Для определения углов пространственной ориентации предлагаемое устройство реализует использование максимально возможного числа элементов матрицы направляющих косинусов, в результате чего, выполняя прямые многократные измерения с учетом случайных погрешностей, применяя усреднение полученных значений по N измерениям, уменьшает дисперсию оценки сигнала в N раз. 1 ил.
Description
Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано на борту летательного аппарата, а также при моделировании динамики и управления полетами летательных аппаратов.
Определение углов пространственной ориентации летательного аппарата (ЛА) относительно земной нормальной системы координат является важной задачей как в процессе выполнения полета, так и при математическом и полунатурном моделировании движения ЛА. Углы ориентации могут быть определены с использованием уравнений Эйлера, Пуассона и при помощи кватернионов. Наиболее простыми являются уравнения Эйлера, однако при углах тангажа, близких по модулю к 90°, они имеют точку особенности, что приводит к утрате работоспособности. Поэтому на практике для определения углов пространственной ориентации ЛА используют кватернионы или уравнения Пуассона. В последнем случае выполняется численное интегрирование дифференциальных уравнений для элементов матрицы направляющих косинусов, не имеющих особенных точек. При этом возникает задача определения углов пространственной ориентации, то есть углов тангажа υ, крена γ и рыскания ψ по вычисленным, с учетом угловых скоростей, элементам матрицы направляющих косинусов.
Существуют системы определения углов пространственной ориентации, использующие бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС), в которых реализуются матрицы направляющих косинусов с минимально возможным числом элементов (В.В. Матвеев, В.Я. Распопов. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем, СПб, ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009, стр. 129).
Недостатком этих систем является то, что для определения трех углов пространственной ориентации ЛА используются только три элемента матрицы, то есть минимально возможное число элементов, что приводит к снижению точности системы.
Известна бесплатформенная инерциальная навигационная система, описанная в патенте US 5422817 от 1995 г., МПК G01C 25/00, содержащая акселерометры, гироскопы и вычислитель, позволяющая определить углы пространственной ориентации ЛА путем использования матрицы направляющих косинусов между связанной и земной системой координат.
Недостаток известной системы заключается в том, что с течением времени в ней происходит интегрирование шумов и ошибок датчиков, что, в свою очередь, приводит к возрастанию ошибки определения углов пространственной ориентации из-за выхода аргументов обратных тригонометрических функций из их области определений и нарушения ортонормированности матрицы направляющих косинусов.
Целью изобретения является повышение точности определения углов крена, курса и тангажа.
Поставленная цель достигается за счет того, что в устройство определения углов пространственной ориентации, содержащее блок датчиков угловых скоростей, блок интегрирования матрицы направляющих косинусов, дополнительно введены последовательно соединенные первый блок возведения в квадрат, первый и второй сумматоры, первый делитель, первое устройство извлечения квадратного корня и первый блок определения арккосинуса аргумента, два умножителя, последовательно соединенные третий сумматор, второй делитель и второй блок определения арккосинуса аргумента, последовательно соединенные второй блок возведения в квадрат, с выходом которого соединен второй вход первого сумматора, четвертый сумматор, второе устройство извлечения квадратного корня, третий делитель и третий блок определения арккосинуса аргумента, третий блок возведения в квадрат, выход которого подключен ко вторым входам второго и четвертого сумматоров, последовательно соединенные пятый сумматор, к первому, второму и третьему входам которого подключены выходы четвертого пятого и шестого блоков возведения в квадрат соответственно, четвертый делитель и третье устройство извлечения квадратного корня, выход которого подключен ко второму входу второго делителя, при этом ко вторым входам первого и четвертого делителей подключен выход четвертого сумматора, первый выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к четвертому входу данного блока, к входу первого блока возведения в квадрат и через первый инвертор ко второму входу первого блока определения арккосинуса аргумента, второй выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к пятому входу данного блока, к первому входу первого умножителя и к входу второго блока возведения в квадрат, третий выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к шестому входу данного блока, ко второму входу первого умножителя и к входу шестого блока возведения в квадрат, четвертый выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к седьмому входу данного блока, к первым входам второго умножителя и третьего блока возведения в квадрат и через второй инвертор ко второму входу третьего блока определения арккосинуса аргумента, пятый выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к восьмому входу данного блока, ко второму входу второго умножителя и к входу четвертого блока возведения в квадрат, шестой выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к девятому входу данного блока, к входу пятого блока возведения в квадрат и через третий инвертор ко второму входу второго блока определения арккосинуса аргумента, десятый, одиннадцатый и двенадцатый входы блока интегрирования матрицы направляющих косинусов являются входами устройства по сигналам, соответствующим начальным значениям углов крена, тангажа и рыскания, а выходы блоков определения арккосинусов аргумента являются выходами устройства.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства.
Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата содержит блок 1 датчиков угловых скоростей, блок 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов, шесть блоков 3-8 возведения в квадрат, два умножителя 9 и 10, пять сумматоров 11-15, первый и четвертый делители 16 и 17, три устройства 18-20 извлечения квадратного корня, второй и третий делители 21 и 22, три инвертора 23-25 и три блока 26-28 определения арккосинуса.
Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата работает следующим образом: по сигналам из блока 1 датчиков угловых скоростей, с учетом начальных значений углов тангажа ϑ0, крена γ0 и курса ψ0, в блоке 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов обновляются элементы данной матрицы, которые являются выходными сигналами блока 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов. Подключенные к выходу блока 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов последовательно соединенные первый блок 3 возведения в квадрат, первый 11 и второй 14 сумматоры, первый делитель 16, первое устройство 18 извлечения квадратного корня и первый блок 26 определения арккосинуса аргумента, а также первый логический инвертор 23, с учетом выходных сигналов второго 4 и третьего 5 блоков возведения в квадрат и четвертого сумматора 15, реализуют выражение, определяющее угол тангажа:
,
Чтобы получать значения угла тангажа в диапазоне [-90°, 90°] требуется дополнительно ввести условие:
Подключенные к выходам блока 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов первый 9 и второй 10 умножители, последовательно соединенные третий сумматор 12, второй делитель 21 и второй блок 27 определения арккосинуса аргумента, с учетом выходных сигналов третьего устройства 20 извлечения квадратного корня и третьего логического инвертора 25, а также подключенные к выходам блока 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов четвертый 6, пятый 7 и шестой 8 блоки возведения в квадрат, последовательно соединенные пятый сумматор 13, четвертый делитель 17 и третье устройство 20 извлечения квадратного корня, выход которого подключен ко второму входу второго делителя 21, реализуют выражение для определения угла крена:
Чтобы угол крена принимал значения в диапазоне [-180°, 180°] требуется дополнительно ввести следующее условие:
Подключенные к выходам блока 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов второй 4 и третий 5 блоки возведения в квадрат, последовательно соединенные четвертый сумматор 15, второе устройство 19 извлечения квадратного корня, третий делитель 22 и третий блок 28 определения арккосинуса аргумента, а также второй логический инвертор 24 реализуют выражение определяющее значение угла рыскания ψ:
Чтобы угол рыскания принимал значения в диапазоне [-180°, 180°], требуется дополнительно ввести условие:
Таким образом, предлагаемое устройство для определения углов пространственной ориентации летательного аппарата реализует использование максимально возможного количества элементов матрицы направляющих косинусов. В результате учитываются случайные погрешности и шумы путем усреднения полученных значений по N измерениям, что приводит к уменьшению дисперсии оценки сигнала в N раз.
Техническим результатом является повышение точности определения углов крена, тангажа и рыскания.
Заявляемое устройство может быть реализовано на стандартных элементах вычислительной техники и может использоваться на всех типах летательных аппаратов.
Claims (1)
- Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата, содержащее блок датчиков угловых скоростей, блок интегрирования матрицы направляющих косинусов, отличающееся тем, что в него дополнительно введены последовательно соединенные первый блок возведения в квадрат, первый и второй сумматоры, первый делитель, первое устройство извлечения квадратного корня и первый блок определения арккосинуса аргумента, два умножителя, последовательно соединенные третий сумматор, второй делитель и второй блок определения арккосинуса аргумента, последовательно соединенные второй блок возведения в квадрат, с выходом которого соединен второй вход первого сумматора, четвертый сумматор, второе устройство извлечения квадратного корня, третий делитель и третий блок определения арккосинуса аргумента, третий блок возведения в квадрат, выход которого подключен ко вторым входам второго и четвертого сумматоров, последовательно соединенные пятый сумматор, к первому, второму и третьему входам которого подключены выходы четвертого пятого и шестого блоков возведения в квадрат соответственно, четвертый делитель и третье устройство извлечения квадратного корня, выход которого подключен ко второму входу второго делителя, при этом ко вторым входам первого и четвертого делителей подключен выход четвертого сумматора, первый выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к четвертому входу данного блока, к входу первого блока возведения в квадрат и через первый инвертор ко второму входу первого блока определения арккосинуса аргумента, второй выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к пятому входу данного блока, к первому входу первого умножителя и к входу второго блока возведения в квадрат, третий выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к шестому входу данного блока, ко второму входу первого умножителя и к входу шестого блока возведения в квадрат, четвертый выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к седьмому входу данного блока, к первым входам второго умножителя и третьего блока возведения в квадрат и через второй инвертор ко второму входу третьего блока определения арккосинуса аргумента, пятый выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к восьмому входу данного блока, ко второму входу второго умножителя и к входу четвертого блока возведения в квадрат, шестой выход блока интегрирования матрицы направляющих косинусов подключен к девятому входу данного блока, к входу пятого блока возведения в квадрат и через третий инвертор ко второму входу второго блока определения арккосинуса аргумента, десятый, одиннадцатый и двенадцатый входы блока интегрирования матрицы направляющих косинусов являются входами устройства по сигналам, соответствующим начальным значениям углов крена, тангажа и рыскания, а выходы блоков определения арккосинусов аргумента являются выходами устройства.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014152747/08A RU2602342C2 (ru) | 2014-12-25 | 2014-12-25 | Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014152747/08A RU2602342C2 (ru) | 2014-12-25 | 2014-12-25 | Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014152747A RU2014152747A (ru) | 2016-07-20 |
RU2602342C2 true RU2602342C2 (ru) | 2016-11-20 |
Family
ID=56413186
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014152747/08A RU2602342C2 (ru) | 2014-12-25 | 2014-12-25 | Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2602342C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2717703C1 (ru) * | 2017-05-26 | 2020-03-25 | Гуанчжоу Иксэркрафт Текнолоджи Ко., Лтд | Способ определения курса беспилотного летательного аппарата и беспилотный летательный аппарат |
RU2733099C1 (ru) * | 2020-03-04 | 2020-09-29 | Общество с ограниченной ответственностью НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ "ГИРОСКОПИЯ И НАВИГАЦИЯ" | Устройство для определения углов пространственной ориентации динамических и статических объектов |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4321678A (en) * | 1977-09-14 | 1982-03-23 | Bodenseewerk Geratetechnik Gmbh | Apparatus for the automatic determination of a vehicle position |
US5422817A (en) * | 1991-08-13 | 1995-06-06 | Litton Systems, Inc. | Strapdown inertial navigation system using high order |
RU2371733C1 (ru) * | 2008-07-07 | 2009-10-27 | Министерство обороны Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного | Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов |
-
2014
- 2014-12-25 RU RU2014152747/08A patent/RU2602342C2/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4321678A (en) * | 1977-09-14 | 1982-03-23 | Bodenseewerk Geratetechnik Gmbh | Apparatus for the automatic determination of a vehicle position |
US5422817A (en) * | 1991-08-13 | 1995-06-06 | Litton Systems, Inc. | Strapdown inertial navigation system using high order |
RU2371733C1 (ru) * | 2008-07-07 | 2009-10-27 | Министерство обороны Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного | Способ определения угловой ориентации летательных аппаратов |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2717703C1 (ru) * | 2017-05-26 | 2020-03-25 | Гуанчжоу Иксэркрафт Текнолоджи Ко., Лтд | Способ определения курса беспилотного летательного аппарата и беспилотный летательный аппарат |
RU2733099C1 (ru) * | 2020-03-04 | 2020-09-29 | Общество с ограниченной ответственностью НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ "ГИРОСКОПИЯ И НАВИГАЦИЯ" | Устройство для определения углов пространственной ориентации динамических и статических объектов |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014152747A (ru) | 2016-07-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Li et al. | Effective adaptive Kalman filter for MEMS-IMU/magnetometers integrated attitude and heading reference systems | |
WO2009061235A3 (fr) | Procédé de détermination des paramètres de navigation par un système de navigation inertielle sans plate-forme | |
CN103557864A (zh) | Mems捷联惯导自适应sckf滤波的初始对准方法 | |
US20160370188A1 (en) | Inertial device, control method and program | |
RU2602342C2 (ru) | Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата | |
WO2020124678A1 (zh) | 一种基于函数迭代积分的惯性导航解算方法及系统 | |
CN103712598A (zh) | 一种小型无人机姿态确定系统与确定方法 | |
CN101929862A (zh) | 基于卡尔曼滤波的惯性导航系统初始姿态确定方法 | |
RU2564379C1 (ru) | Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль | |
RU2539140C1 (ru) | Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата | |
Changey et al. | Experimental validation | |
da Silva et al. | Performance evaluation of the extended kalman filter and unscented kalman filter | |
CN108731702A (zh) | 一种基于Huber方法的大失准角传递对准方法 | |
Gu et al. | A Kalman filter algorithm based on exact modeling for FOG GPS/SINS integration | |
Kamil et al. | Low-cost object tracking with MEMS sensors, Kalman filtering and simplified two-filter-smoothing | |
CN103954289A (zh) | 一种光学成像卫星敏捷机动姿态确定方法 | |
RU2581743C1 (ru) | Бесплатформенная аппаратура счисления координат | |
RU2493578C1 (ru) | Устройство для контроля датчиков системы управления подвижного аппарата | |
KR20210080978A (ko) | 전지구위성항법 수신기와 관성항법 센서를 융합한 지표 변위 관측 기법 | |
RU2615032C1 (ru) | Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах высокой точности | |
Yengera et al. | Computation of extended robust Kalman filter for real-time attitude and position estimation | |
RU2747672C1 (ru) | Устройство преобразования сигналов датчиков углов беспилотного летательного аппарата в кватернионы | |
RU2146803C1 (ru) | Комплексная система навигации | |
García et al. | A Methodology for Design and Analysis of Sensor Fusion with Real Data in UAV platforms | |
El-Osery et al. | An Inertial Navigation System for Autonomous Outdoor Robots |