New! View global litigation for patent families

RU2602342C2 - Device for determining spatial orientation angles of aircraft - Google Patents

Device for determining spatial orientation angles of aircraft

Info

Publication number
RU2602342C2
RU2602342C2 RU2014152747A RU2014152747A RU2602342C2 RU 2602342 C2 RU2602342 C2 RU 2602342C2 RU 2014152747 A RU2014152747 A RU 2014152747A RU 2014152747 A RU2014152747 A RU 2014152747A RU 2602342 C2 RU2602342 C2 RU 2602342C2
Authority
RU
Grant status
Grant
Patent type
Prior art keywords
aircraft
angles
spatial
orientation
determining
Prior art date
Application number
RU2014152747A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2014152747A (en )
Inventor
Виктор Федорович Заец
Олег Николаевич Корсун
Владимир Сергеевич Кулабухов
Николай Алексеевич Туктарев
Олег Павлович Лысюк
Александр Викторович Стуловский
Original Assignee
Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика")
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
Grant date

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01SRADIO 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
    • G01S5/00Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
    • G01S5/02Position-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
    • G01S5/10Position of receiver fixed by co-ordinating a plurality of position lines defined by path-difference measurements, e.g. omega or decca systems
    • GPHYSICS
    • G06COMPUTING; CALCULATING; COUNTING
    • G06FELECTRICAL DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F7/00Methods or arrangements for processing data by operating upon the order or content of the data handled
    • G06F7/38Methods or arrangements for performing computations using exclusively denominational number representation, e.g. using binary, ternary, decimal representation
    • G06F7/48Methods 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
    • G06F7/544Methods 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
    • G06F7/548Trigonometric functions; Co-ordinate transformations
    • GPHYSICS
    • G06COMPUTING; CALCULATING; COUNTING
    • G06GANALOGUE COMPUTERS
    • G06G7/00Devices in which the computing operation is performed by varying electric or magnetic quantities
    • G06G7/48Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators
    • G06G7/78Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators for direction-finding, locating, distance or velocity measuring, or navigation systems

Abstract

FIELD: computer engineering.
SUBSTANCE: invention relates to computer engineering and can be used on-board aircraft, as well as in simulating dynamics and controlling aircraft flight. Device for determining spatial orientation angles of aircraft, comprising an angular velocity sensor unit and a direction cosine matrix integration unit, further includes six squaring units, two multipliers, five adders, four dividers, three square-rooting devices, three inverters and three arccosine determination units, connected to each other so that, based on signals from direction cosine matrix integration unit, angles of roll, pitch and yaw can be determined. For determination of spatial orientation angles, disclosed device implements use of maximum possible number of elements of direction cosine matrix, as a result of which, by performing multiple direct measurements with due allowance for random errors, by averaging obtained values across N measurements, variance of signal estimate is reduced N times.
EFFECT: higher accuracy of determining spatial orientation angles of aircraft.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано на борту летательного аппарата, а также при моделировании динамики и управления полетами летательных аппаратов. The invention relates to computer engineering and can be used on board the aircraft, as well as for modeling the dynamics and control of aircraft flight.

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. Determination of the spatial orientation angles of the aircraft (LA) relative to the earth normal coordinate system is an important task in the process of the flight, and in the mathematical and HIL aircraft movement. Углы ориентации могут быть определены с использованием уравнений Эйлера, Пуассона и при помощи кватернионов. orientation angles may be measured using the Euler equations and Poisson using quaternions. Наиболее простыми являются уравнения Эйлера, однако при углах тангажа, близких по модулю к 90°, они имеют точку особенности, что приводит к утрате работоспособности. The most simple is the Euler equation, but if the pitch angles close to modulo 90 °, they have particular point, resulting in a loss of efficiency. Поэтому на практике для определения углов пространственной ориентации ЛА используют кватернионы или уравнения Пуассона. Therefore, in practice to determine the spatial orientation of the aircraft angles or quaternions using Poisson's equation. В последнем случае выполняется численное интегрирование дифференциальных уравнений для элементов матрицы направляющих косинусов, не имеющих особенных точек. In the latter case, the numerical integration of the differential equations for the elements of the matrix of the direction cosines without singular points. 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. This raises the problem of determining the spatial orientation angles, i.e. the angles of pitch υ, roll and yaw rate γ ψ for the calculated, taking into account the angular velocity, the elements of the matrix of the direction cosines.

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). There are systems determine the spatial orientation angles using strapdown inertial navigation system (BINS), in which the direction cosines matrix realized with the smallest possible number of elements (VV Matveev, VY Raspopov. Fundamentals of strapdown inertial navigation systems, St. Petersburg, SSC Russian JSC "Concern" Central Research Institute "Elektropribor", 2009, p. 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. A disadvantage of these systems is that to determine the three spatial orientation angles of the aircraft uses only three elements of the matrix, i.e. the smallest possible number of elements, which reduces the accuracy of the system.

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. Known strapdown inertial navigation system described in Patent US 5422817 of 1995, IPC G01C 25/00, comprising accelerometers, gyroscopes and computer, allowing the aircraft to determine the spatial orientation angles by utilizing the matrix of the direction cosines between bound and terrestrial coordinate system.

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. A disadvantage of the known system lies in the fact that over time there occurs integration noise and sensor errors, which in turn leads to an increase in spatial orientation angle determination errors due to output arguments of inverse trigonometric functions from their field definitions and disorders orthonormality matrix direction cosines.

Целью изобретения является повышение точности определения углов крена, курса и тангажа. The invention aims at improving the accuracy of determining the roll angle, pitch and rate.

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 аркк The goal is achieved due to the fact that in a device for determining the angles of spatial orientation, comprising a unit angular velocity sensor unit integrating matrix of direction cosines, further administered serially coupled first block squaring, first and second adders, the first divider, the first device is the square root extraction and first determining unit arccosine arguments, two multiplier, a third adder connected in series, the second divider and a second determination unit ARCC синуса 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 к sine argument serially connected second block squaring, the output of which is connected to the second input of the first adder, the fourth adder, the second unit of square root extraction, the third divider, and a third determination unit arccosine arguments third block squaring, whose output is connected to the second inputs of the second and fourth adders, sequentially connected a fifth adder, the first, second and third inputs of which are connected the outputs of the fourth fifth and sixth blocks in construction to вадрат 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 направ vadrat respectively, the fourth divider and the third square root extraction apparatus, whose output is connected to the second input of the second divider, while to the second inputs of the first and fourth dividers fourth adder connected to the output, the first matrix output integrating unit direction cosines is connected to a fourth input of the block to input of a first squaring unit and through the first inverter to the second input of the first detection unit arccosine arguments, the second matrix output integrating unit direction ляющих 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 втор cosines connected to a fifth input of the block to the first input of the first multiplier and to an input of the second block squaring the third matrix output integrating unit direction cosines is connected to the sixth input of the block, to the second input of the first multiplier and to the input of squaring sixth block The fourth output block integration direction cosine matrix is ​​connected to the seventh input of the block to the first inputs of the second multiplier and the third block squaring and via a second inverter to a second му 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 и th input of the third unit determining the arccosine arguments, the fifth output block integration matrix of direction cosines is connected to the eighth input of this unit, the second input of the second multiplier and to an input of the fourth unit squaring sixth matrix output integrating unit direction cosines is connected to a ninth input of this block, to the input of the fifth unit squaring and via a third inverter to the second input of the second detection unit arccosine arguments, tenth, eleventh and twelfth input unit and нтегрирования 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. ntegrirovaniya direction cosine matrix are inputs for the device signals corresponding to the initial values ​​of the angles of roll, pitch and yaw, and outputs determining the arccosine of the argument units are the outputs of the device.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства. Brief Description of the drawing, which shows a block diagram of the claimed device.

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. Apparatus determining spatial orientation angles of the aircraft comprises an angular velocity sensor 1, block 2 integration matrix of direction cosines, six blocks 3-8 squaring, two multipliers 9 and 10, five adders 11-15, the first and fourth splitters 16 and 17, three devices 18-20 square root, second and third dividers 21 and 22, three inverters 23-25 ​​and 26-28, three blocks determining the arccosine.

Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата работает следующим образом: по сигналам из блока 1 датчиков угловых скоростей, с учетом начальных значений углов тангажа ϑ 0 , крена γ 0 и курса ψ 0 , в блоке 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов обновляются элементы данной матрицы, которые являются выходными сигналами блока 2 интегрирования матрицы направляющих косинусов. Aircraft detecting apparatus angles spatial orientation operates as follows: on signals from the block 1 of the angular velocity sensor, with the initial pitch θ 0 angles, roll γ 0 and rate ψ 0, in block 2 the integration of the matrix of the direction cosines updated elements of the matrix, which are the output signals of the integration unit 2 matrix of the direction cosines. 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: Connected to the output block 2, the integration of the matrix of the direction cosines serially coupled first block 3 squaring, the first 11 and second 14 adders, the first divider 16, the first device 18 taking the square root and the first unit 26 determining the arccosine of the argument, and the first logic inverter 23, with the output signal of the second 4 and third 5 blocks squaring and fourth adder 15 implement the expression defining the pitch angle: ϑ θ = = arccos arccos ( ( U U 11 eleven 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) ) / / ( ( U U 11 eleven 2 2 + + U U 12 12 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) )

Figure 00000001
, .

Чтобы получать значения угла тангажа в диапазоне [-90°, 90°] требуется дополнительно ввести условие: To obtain the values ​​of the pitch angle in the range [-90 °, 90 °] required to introduce further condition:

если (U 12 <0), то if (U 12 <0), then ϑ θ = = - arccos arccos ( ( U U 11 eleven 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) ) / / ( ( U U 11 eleven 2 2 + + U U 12 12 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) )

Figure 00000002
. .

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 дел Connected to the output block 2, the integration of the matrix of the direction cosines first 9 and second 10 multipliers connected in series a third adder 12, a second divider 21 and second block 27 determining the arccosine arguments, given the output signals of the third device 20 taking the square root, and third logic inverter 25, and also connected to the outputs of the integrating unit 2 guides cosine matrix fourth 6, fifth 7 and sixth 8 squaring blocks serially connected fifth adder 13, the fourth cases итель 17 и третье устройство 20 извлечения квадратного корня, выход которого подключен ко второму входу второго делителя 21, реализуют выражение для определения угла крена: rer 17 and third device 20 taking the square root, the output of which is connected to the second input of the second divider 21, implemented expression for determining the roll angle:

γ γ = = arccos arccos [ [ ( ( - U U 13 13 U U 31 31 + + U U 11 eleven U U 33 33 ) ) / / ( ( U U 11 eleven 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) ) / / ( ( U U 31 31 2 2 + + U U 32 32 2 2 + + U U 33 33 2 2 ) ) ] ]

Figure 00000003
. .

Чтобы угол крена принимал значения в диапазоне [-180°, 180°] требуется дополнительно ввести следующее условие: To roll angle taking values ​​in the range [-180 °, 180 °] required to further introduce the following condition:

если (U 32 ≥0), то if (U 32 ≥0), then γ γ = = - arccos arccos [ [ ( ( - U U 13 13 U U 31 31 + + U U 11 eleven U U 33 33 ) ) / / ( ( U U 11 eleven 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) ) / / ( ( U U 31 31 2 2 + + U U 32 32 2 2 + + U U 33 33 2 2 ) ) ] ]

Figure 00000004
. .

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: Connected to the output unit 2 integration direction cosines matrix of the second 4 and third 5 blocks squaring serially connected fourth adder 15, the second device 19, extract the square root, and the third divider 22 and the third block 28 determining the arccosine of the argument, and the second logical inverter 24 implement expression determines the value of the yaw angle ψ:

ψ ψ = = arccos arccos ( ( U U 11 eleven / / U U 11 eleven 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) )

Figure 00000005
. .

Чтобы угол рыскания принимал значения в диапазоне [-180°, 180°], требуется дополнительно ввести условие: To yaw angle taking values ​​in the range [-180 °, 180 °], is required to introduce additional condition:

если (U 13 ≥0)), то if (U 13 ≥0)), then ψ ψ = = - arccos arccos ( ( U U 11 eleven / / U U 11 eleven 2 2 + + U U 13 13 2 2 ) )

Figure 00000006
. .

Таким образом, предлагаемое устройство для определения углов пространственной ориентации летательного аппарата реализует использование максимально возможного количества элементов матрицы направляющих косинусов. Thus, the device for determining the spatial orientation angles of the aircraft implements the use of the greatest possible number of elements of the matrix of the direction cosines. В результате учитываются случайные погрешности и шумы путем усреднения полученных значений по N измерениям, что приводит к уменьшению дисперсии оценки сигнала в N раз. As a result, recorded random errors and noise by averaging the obtained values ​​of N measurements, which reduces the variance in N times the signal evaluation.

Техническим результатом является повышение точности определения углов крена, тангажа и рыскания. The technical result is to increase the accuracy of determining the roll angle, pitch and yaw.

Заявляемое устройство может быть реализовано на стандартных элементах вычислительной техники и может использоваться на всех типах летательных аппаратов. The claimed device can be implemented on standard elements of computer technology and can be used on all types of aircraft.

Claims (1)

  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 арк An apparatus for determining the angular spatial orientation of the aircraft, comprising a unit of the angular velocity sensor unit integrating matrix of direction cosines, characterized in that it additionally administered serially coupled first block squaring, first and second adders, the first divider, the first device is the square root extraction and first determining unit arccosine arguments, two multiplier, a third adder connected in series, the second divider and a second arc detection unit косинуса 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 cosine argument serially connected second block squaring, the output of which is connected to the second input of the first adder, the fourth adder, the second unit of square root extraction, the third divider, and a third determination unit arccosine arguments third block squaring, whose output is connected to the second inputs of the second and fourth adders, sequentially connected a fifth adder, the first, second and third inputs of which are connected the outputs of the fourth fifth and sixth blocks in the construction of 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 напр square, respectively, the fourth divider and the third recovery unit square root, the output of which is connected to the second input of the second divider, while to the second inputs of the first and fourth dividers fourth adder connected to the output, the first matrix output integrating unit direction cosines is connected to a fourth input of the block to input of a first squaring unit and through the first inverter to the second input of the first detection unit arccosine arguments, the second matrix output voltage integration unit вляющих 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 вто vlyayuschih cosine connected to a fifth input of the block to the first input of the first multiplier and to an input of the second block squaring the third matrix output integrating unit direction cosines is connected to the sixth input of the block, to the second input of the first multiplier and to the input of squaring sixth block The fourth output block integration direction cosine matrix is ​​connected to the seventh input of the block to the first inputs of the second multiplier and the third block squaring and via a second inverter to WTO рому 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 rum entry third determination unit arccosine arguments, the fifth output block integration matrix of direction cosines is connected to the eighth input of this unit, the second input of the second multiplier and to an input of the fourth unit squaring sixth matrix output integrating unit direction cosines is connected to a ninth input of this block, to the input of the fifth unit squaring and via a third inverter to the second input of the second detection unit arccosine arguments, tenth, eleventh and twelfth input block 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. integrating matrix of the direction cosines are inputs for the device signals corresponding to the initial values ​​of the angles of roll, pitch and yaw, and outputs determining the arccosine of the argument units are the outputs of the device.
RU2014152747A 2014-12-25 2014-12-25 Device for determining spatial orientation angles of aircraft RU2602342C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014152747A RU2602342C2 (en) 2014-12-25 2014-12-25 Device for determining spatial orientation angles of aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014152747A RU2602342C2 (en) 2014-12-25 2014-12-25 Device for determining spatial orientation angles of aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014152747A true RU2014152747A (en) 2016-07-20
RU2602342C2 true RU2602342C2 (en) 2016-11-20

Family

ID=56413186

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014152747A RU2602342C2 (en) 2014-12-25 2014-12-25 Device for determining spatial orientation angles of aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2602342C2 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (en) * 2008-07-07 2009-10-27 Министерство обороны Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного Method for detection of angular orientation in aircrafts

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (en) * 2008-07-07 2009-10-27 Министерство обороны Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени С.М. Буденного Method for detection of angular orientation in aircrafts

Also Published As

Publication number Publication date Type
RU2014152747A (en) 2016-07-20 application

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Miller et al. Total Lagrangian explicit dynamics finite element algorithm for computing soft tissue deformation
Särkkä Bayesian filtering and smoothing
Premerlani et al. Direction cosine matrix imu: Theory
Phuong et al. A DCM based orientation estimation algorithm with an inertial measurement unit and a magnetic compass
Eric Tseng et al. Estimation of land vehicle roll and pitch angles
Quinchia et al. A comparison between different error modeling of MEMS applied to GPS/INS integrated systems
Naidoo et al. Quad-rotor unmanned aerial vehicle helicopter modelling & control
US20110190964A1 (en) Turning-stabilized estimation of the attitude angles of an aircraft
Albuquerque et al. Dual reciprocity boundary element method in Laplace domain applied to anisotropic dynamic crack problems
Skaloud et al. Towards a more rigorous boresight calibration
Valenti et al. Keeping a good attitude: A quaternion-based orientation filter for IMUs and MARGs
JPH10142325A (en) Method and system for tracking multiple targets
CN102297693A (en) Methods of measuring the position and orientation
FR2838185A1 (en) A capture rotational movements of a solid
Duan et al. Exact solution for buckling of columns including self-weight
Coenen et al. A multi-scale approach to bridge microscale damage and macroscale failure: a nested computational homogenization-localization framework
Tian et al. Pedestrian dead reckoning for MARG navigation using a smartphone
JP2007183138A (en) Compact attitude sensor
US2895670A (en) Flight analyzer
Zhong et al. A quaternion-based method for SINS/SAR integrated navigation system
Glimm et al. A two pressure numerical model of two fluid mixing
Falco et al. Performance analysis of constrained loosely coupled GPS/INS integration solutions
Jiang et al. Signal processing of MEMS gyroscope arrays to improve accuracy using a 1st order markov for rate signal modeling
CN103616030A (en) Autonomous navigation system positioning method based on strapdown inertial navigation resolving and zero-speed correction
Stummer et al. Alternative method for angular rate determination within the GOCE gradiometer processing