RU2602342C2 - Device for determining spatial orientation angles of aircraft - Google Patents
Device for determining spatial orientation angles of aircraft 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Computing Systems (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Complex Calculations (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
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 technology and can be used on board an aircraft, as well as in modeling the dynamics and flight control of aircraft.
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.The determination of the spatial orientation angles of an aircraft (LA) relative to the normal terrestrial coordinate system is an important task both during the flight and in mathematical and semi-natural modeling of aircraft motion. Orientation angles can be determined using the Euler, Poisson equations and using quaternions. The simplest are the Euler equations, however, at pitch angles close modulo 90 °, they have a singularity point, which leads to a loss of performance. Therefore, in practice, quaternions or Poisson equations are used to determine the spatial orientation angles of an aircraft. In the latter case, the differential equations are numerically integrated for the elements of the matrix of guide cosines that do not have singular points. In this case, the problem arises of determining the spatial orientation angles, that is, the pitch angles υ, roll γ and yaw ψ from the calculated, taking into account angular velocities, elements of the matrix of guide 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 for determining spatial orientation angles using strapdown inertial navigation systems (SINS) in which matrices of directional cosines with the smallest possible number of elements are implemented (VV Matveev, V.Ya. Raspopov. Fundamentals of the construction of strapdown inertial navigation systems, St. Petersburg, SSC RF OJSC 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.The disadvantage of these systems is that to determine the three angles of spatial orientation of the aircraft, only three matrix elements are used, that is, the minimum 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 from 1995, IPC G01C 25/00, containing accelerometers, gyroscopes and a computer that allows you to determine the angles of the spatial orientation of the aircraft by using the matrix of directional cosines between the connected and the Earth's 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 is that over time it integrates noise and sensor errors, which, in turn, leads to an increase in the error in determining spatial orientation angles due to the output of the arguments of inverse trigonometric functions from their domain of definition and the violation of the orthonormality of the matrix guide cosines.
Целью изобретения является повышение точности определения углов крена, курса и тангажа.The aim of the invention is to improve the accuracy of determining the angles of roll, course and pitch.
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.This goal is achieved due to the fact that in the device for determining spatial orientation angles, comprising a block of angular velocity sensors, an integrating block of an array of guide cosines, a first squared block, a first and a second adder, a first divider, a first square root extraction device are additionally introduced and the first block of determination of the arccosine of the argument, two multipliers connected in series to the third adder, the second divider and the second block of determination of the ark the sine of the argument, the second squaring block connected in series with the output of the second input of the first adder, the fourth adder, the second square root extractor, the third divider and the third arccosine argument determination unit, the third squaring block, the output of which is connected to the second inputs the second and fourth adders connected in series to the fifth adder, to the first, second and third inputs of which the outputs of the fourth fifth and sixth erection blocks are connected to vadrat, respectively, the fourth divider and the third square root extractor, the output of which is connected to the second input of the second divider, while the output of the fourth adder is connected to the second inputs of the first and fourth dividers, the first output of the integrating block of the matrix of guide cosines is connected to the fourth input of this block, to the input of the first block of squaring and through the first inverter to the second input of the first block of determining the arccosine of the argument, the second output of the integration block of the matrix direction cosines is connected to the fifth input of this block, to the first input of the first multiplier and to the input of the second squaring block, the third output of the integrating block matrix of guide cosines is connected to the sixth input of this block, to the second input of the first multiplier and to the input of the sixth squaring block , the fourth output of the integration block of the matrix of guide cosines is connected to the seventh input of this block, to the first inputs of the second multiplier and the third squaring unit, and through the second inverter to the second the input of the third block of determining the arccosine of the argument, the fifth output of the integrating block of the matrix of guide cosines is connected to the eighth input of this block, to the second input of the second multiplier and to the input of the fourth block of squaring, the sixth output of the integrating block of the matrix of guide cosines is connected to the ninth input of this block, to the input of the fifth block squaring and through the third inverter to the second input of the second block determining the arccosine of the argument, the tenth, eleventh and twelfth inputs of the block and Integration of the matrix of guide cosines are the inputs of the device according to the signals corresponding to the initial values of the angles of roll, pitch and yaw, and the outputs of the blocks for determining the arc cosines of the argument are the outputs of the device.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства.The invention is illustrated in the drawing, which presents a structural diagram of the inventive 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.A device for determining the spatial orientation angles of an aircraft contains a block 1 of angular velocity sensors, a
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:In order to obtain pitch angle values in the range [-90 °, 90 °], it is additionally necessary to introduce the condition:
если (U12<0), то
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:Connected to the outputs of
Чтобы угол крена принимал значения в диапазоне [-180°, 180°] требуется дополнительно ввести следующее условие:In order for the roll angle to take values in the range [-180 °, 180 °], the following condition must be additionally introduced:
если (U32≥0), то
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 outputs of
Чтобы угол рыскания принимал значения в диапазоне [-180°, 180°], требуется дополнительно ввести условие:In order for the yaw angle to take values in the range [-180 °, 180 °], you must additionally introduce the condition:
если (U13≥0)), то
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.Thus, the proposed device for determining the angles of the spatial orientation of the aircraft implements the use of the maximum possible number of elements of the matrix of guide cosines. As a result, random errors and noise are taken into account by averaging the obtained values over N measurements, which leads to a decrease in the variance of the signal estimate by a factor of N.
Техническим результатом является повышение точности определения углов крена, тангажа и рыскания.The technical result is to increase the accuracy of determining the angles of roll, pitch and yaw.
Заявляемое устройство может быть реализовано на стандартных элементах вычислительной техники и может использоваться на всех типах летательных аппаратов.The inventive device can be implemented on standard elements of computer technology and can be used on all types of aircraft.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014152747/08A 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 |
---|---|---|---|
RU2014152747/08A RU2602342C2 (en) | 2014-12-25 | 2014-12-25 | Device for determining spatial orientation angles of aircraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014152747A 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 |
---|---|---|---|
RU2014152747/08A 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) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2717703C1 (en) * | 2017-05-26 | 2020-03-25 | Гуанчжоу Иксэркрафт Текнолоджи Ко., Лтд | Method for determining the course of an unmanned aerial vehicle and an unmanned aerial vehicle |
RU2733099C1 (en) * | 2020-03-04 | 2020-09-29 | Общество с ограниченной ответственностью НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ "ГИРОСКОПИЯ И НАВИГАЦИЯ" | Apparatus for determining angles of spatial orientation of dynamic and static objects |
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 (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 |
-
2014
- 2014-12-25 RU RU2014152747/08A patent/RU2602342C2/en 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 (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 |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2717703C1 (en) * | 2017-05-26 | 2020-03-25 | Гуанчжоу Иксэркрафт Текнолоджи Ко., Лтд | Method for determining the course of an unmanned aerial vehicle and an unmanned aerial vehicle |
RU2733099C1 (en) * | 2020-03-04 | 2020-09-29 | Общество с ограниченной ответственностью НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ "ГИРОСКОПИЯ И НАВИГАЦИЯ" | Apparatus for determining angles of spatial orientation of dynamic and static objects |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014152747A (en) | 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 (en) | Method for determining navigational parameters by means of a strapdown inertial reference system | |
CN103557864A (en) | Initial alignment method for micro electro mechanical system (MEMS) strap-down inertial navigation adaptive square-root cubature Kalman filtering (SCKF) | |
US20160370188A1 (en) | Inertial device, control method and program | |
RU2602342C2 (en) | Device for determining spatial orientation angles of aircraft | |
WO2020124678A1 (en) | Method and system employing functional iterative integration to solve inertial navigation | |
CN103712598A (en) | Attitude determination system and method of small unmanned aerial vehicle | |
CN101929862A (en) | Method for determining initial attitude of inertial navigation system based on Kalman filtering | |
RU2564379C1 (en) | Platformless inertial attitude-and-heading reference | |
RU2539140C1 (en) | Integrated strapdown system of navigation of average accuracy for unmanned aerial vehicle | |
Changey et al. | Experimental validation | |
da Silva et al. | Performance evaluation of the extended kalman filter and unscented kalman filter | |
CN108731702A (en) | A kind of large misalignment angle Transfer Alignment based on Huber methods | |
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 (en) | Method for determining agile motor gesture of optical imaging satellite | |
RU2581743C1 (en) | Strap down dead reckoning equipment | |
RU2493578C1 (en) | Device for monitoring vehicle control system sensors | |
KR20210080978A (en) | Observation Technique for Ground Displacement based on the GNSS-IMU fusion | |
RU2615032C1 (en) | Strapdown inertial heading reference on high accuracy sensors | |
Yengera et al. | Computation of extended robust Kalman filter for real-time attitude and position estimation | |
RU2747672C1 (en) | Device for converting signals of unmanned aerial angle sensors into quaternions | |
RU2146803C1 (en) | Complex navigation system | |
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 |