RU2714144C2 - Малогабаритная адаптивная курсовертикаль - Google Patents

Малогабаритная адаптивная курсовертикаль Download PDF

Info

Publication number
RU2714144C2
RU2714144C2 RU2016150691A RU2016150691A RU2714144C2 RU 2714144 C2 RU2714144 C2 RU 2714144C2 RU 2016150691 A RU2016150691 A RU 2016150691A RU 2016150691 A RU2016150691 A RU 2016150691A RU 2714144 C2 RU2714144 C2 RU 2714144C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
unit
adaptive
deviation
course
sensors
Prior art date
Application number
RU2016150691A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016150691A (ru
RU2016150691A3 (ru
Inventor
Виктор Федорович Заец
Владимир Сергеевич Кулабухов
Борис Олегович Качанов
Николай Алексеевич Туктарев
Дмитрий Викторович Гришин
Сабина Курбановна Ахмедова
Антон Вадимович Перепелицин
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
Application filed by Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") filed Critical Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика")
Priority to RU2016150691A priority Critical patent/RU2714144C2/ru
Publication of RU2016150691A publication Critical patent/RU2016150691A/ru
Publication of RU2016150691A3 publication Critical patent/RU2016150691A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2714144C2 publication Critical patent/RU2714144C2/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Gyroscopes (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в навигационных системах морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - повышение точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) на основе непрерывной коррекции курсовертикали, в том числе и в условиях маневра. Для этого малогабаритная адаптивная курсовертикаль содержит трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений, вычислительный блок, трехкомпонентный магнитометрический датчик (ТМД), блок определения и списания магнитной девиации, блока датчиков воздушных давлений, блок определения воздушной скорости, дифференцирующий и фильтрующий блок, блок оптимизации коэффициентов фильтра. При этом малогабаритная адаптивная курсовертикаль может быть использована как на высокоманевренных, так и на маломаневренных летательных аппаратах (ЛА). Повышение точности определения истинного курса достигнуто путем списания девиации в полете и постоянной адаптивной коррекцией углов крена и тангажа по сигналам акселерометров, а также оптимизацией коэффициентов фильтрации в зависимости от турбулентности и осуществлении настройки на множестве обучающих последовательностей. Списание девиации ТМД может быть осуществлено периодически, в случае отсутствия замены бортового и подвесного оборудования ЛА. Курсовертикаль позволяет использовать датчики угловых скоростей и линейных ускорений средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа. 1 табл., 1 ил.

Description

Изобретение относится к навигационным приборам и может найти применение в навигационных системах морских, воздушных и наземных объектов. Задачей изобретения является повышение точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) путем оптимизации адаптивной непрерывной коррекции курсовертикали, в том числе и в условиях маневра. В бесплатформенной курсовертикали углы рыскания, крена и тангажа вычисляют по информации от датчиков угловых скоростей и магнитометрических датчиков, как отклонения от опорной системы координат, которая определяется перед взлетом при помощи акселерометров и гироскопов.
Известна система определения пространственной ориентации и курса летательного аппарата, патент РФ 2427799, МПК G01C 21/00, 27.08.2011 г., бюл. №24, принятая нами в качестве прототипа.
Известное изобретение содержит блок датчиков угловой скорости, блок датчиков линейного ускорения, трехкомпонентный магнитометр, подключенные через аналого-цифровой преобразователь (АЦП) к вычислителю, логический блок с устройствами обработки аналоговых и цифровых сигналов, подключенные через логическое устройство к вычислителю, имеющему в составе запоминающее устройство. Работа данного устройства основана на способе, заключающемся в использовании информации с блоков датчиков угловой скорости, датчиков линейного ускорения, трехкомпонентного магнитометра и признака нахождения ЛА на земле или в полете.
Недостатком данного устройства является сравнительно низкая точность определения углов и отсутствие возможности включения режимов коррекции при маневрах.
Целью изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение точности определения углов пространственной ориентации в условиях активного маневрирования.
Указанная цель достигается путем использования малогабаритной адаптивной курсовертикали, содержащей трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей (БДУС), трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ), соединенные с первым и вторым входами адаптивной гировертикали, к выходу которой подключен вычислительный блок, и трехкомпонентный магнитометрический датчик, дополнительно содержит блок определения и списания магнитной девиации, последовательно соединенные блок датчиков воздушных давлений, блок определения воздушной скорости, дифференцирующий и фильтрующий блок, соединенные, в свою очередь, с третьим входом адаптивной гировертикали, блок оптимизации коэффициентов фильтра, соединенный с четвертым входом адаптивной гировертикали и подключенный к первому выходу вычислительного блока, ко второму входу вычислительного блока последовательно подключены блок трехкомпонентного магнитометрического датчика и блок определения и списания магнитной девиации, второй выход вычислительного блока является выходом малогабаритной адаптивной курсовертикали.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства.
Предлагаемая малогабаритная адаптивная курсовертикаль (МАКВ) содержит:
Трехкомпонентный блок 1 датчиков угловых скоростей (БДУС), трехкомпонентный блок 2 датчиков линейных ускорений (БДЛУ), адаптивная гировертикаль 3, вычислительный блок 4, трехкомпонентный магнитометрический датчик 5, блок 6 определения и списания магнитной девиации, блок 7 датчиков воздушных давлений, блок 8 определения воздушной скорости, дифференцирующий и фильтрующий блок 9, блок 10 оптимизации коэффициентов фильтра.
Ниже приведено описание работы заявляемого устройства.
Трехкомпонентный блок 1 датчиков угловых скоростей (БДУС), трехкомпонентный блок 2 датчиков линейных ускорений (БДЛУ) выдают сигналы пропорциональные угловым скоростям и линейным ускорениям в связанной с ЛА системе координат (СК). В блоке 3 адаптивной гировертикали определяют углы крена и тангажа и осуществляют коррекцию по сигналам от БДЛУ. В рассматриваемом устройстве используются две модели ориентации. Модель 1 предназначена для учета изменения ориентации аппарата на шагах дискретизации измерений БДУС. Она является динамической, детерминированной и представлена в параметрах Родрига-Гамильтона:
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
,
Figure 00000005
,
Figure 00000006
,
q(t0)=q0.
Здесь qi - кватернион ориентации аппарата; qωi - кватернион угловых скоростей; i - номер дискретного момента времени; Δt - шаг дискретизации измерений; q0 - кватернион ориентации для начального момента времени.
Кватернион q определяет ориентацию связанной системы координат аппарата относительно инерциальной системы координат, роль которой играет нормальная система координат. Вышеприведенные соотношения представляют собой пошаговую последовательность выполнения ориентации БИНС.
Модель 2 предназначена для коррекции модели 1. Вектор состояния модели 2 учитывает три компоненты - крен, тангаж и скорость аппарата относительно земли. Ее вектор состояния подлежит оцениванию по текущим значениям сигналов акселерометров. Модель 2 является стохастической и статической, поскольку ее состояние учитывается для текущего момента дискретного времени ti. Соотношения для модели 2 имеют вид
xi=xiq+wi,
Figure 00000007
,
Figure 00000008
.
Здесь xi - вектор состояния, а
Figure 00000009
- его априорное нормальное распределение; V - земная скорость; wi - вектор возмущений; xiq - вспомогательный вектор, рассчитываемый по кватерниону ориентации модели 1 с помощью матрицы А поворота связанной системы координат относительно инерциальной
A[3×3]=[a ij]
ϑ=arcsin(a(1,2)), γ=-acrtg(a(3,2)/a(2,2)).
Обозначим
Figure 00000010
- априорное нормальное распределение вектора состояния модели 2 для момента времени ti;
Figure 00000011
- апостериорное распределение, подлежащее оцениванию;
Figure 00000012
- априорное распределение для следующего момента времени ti+1. Тогда работа адаптивной гировертикали, выполняемая на одном интервале дискретизации измерений Δt, представляется в виде последовательности следующих шагов.
Шаг 1. Определение статистик апостериорной плотности
Figure 00000013
вектора состояния модели 2 с учетом
Figure 00000014
и текущих измерений гироскопов и акселерометров.
Шаг 2. Расчет оценки кватерниона ориентации
Figure 00000015
.
Шаг 3. Вычисление априорного кватерниона ориентации
Figure 00000016
для следующего момента дискретного времени.
Шаг 4. Вычисление статистик априорной плотности
Figure 00000017
Остановимся на особенностях выполнения вычислений на шаге 1 и шаге 4.
1. Определение статистик апостериорной плотности
Figure 00000018
имеет вид известных соотношений байесовского оценивания вектора состояния по вектору его дискретных измерений.
Figure 00000019
,
Figure 00000020
,
Figure 00000021
,
Figure 00000022
.
Здесь
Figure 00000023
- оценка вектора наблюдений, которая имеет вид
Figure 00000024
.
4. Вычисление статистик априорной плотности
Figure 00000025
включает в себя расчет априорного математического ожидания и ковариационной матрицы. Априорное математическое ожидание компоненты скорости определяется с учетом допущения о постоянстве скорости и принимается равным ее оценке:
Figure 00000026
. Априорные математические ожидания углов тангажа и крена
Figure 00000027
,
Figure 00000028
вычисляются по кватерниону
Figure 00000029
. Априорная ковариационная матрица приближенно принимается равной апостериорной ковариационной матрице:
Figure 00000030
. Применение более сложных соотношений для ее расчета представляется неоправданным в силу неточности модели 2. Указанные вычисления выполняются на каждом шаге Δt по мере поступления новых измерений гироскопов и акселерометров. Описание работы адаптивной гировертикали приведено в работах [2, 3].
Блок 6 определения и списания магнитной девиации работает следующим образом. После набора высоты совершают полный круг над аэродромом или в заданной зоне, где отсутствуют магнитные аномалии, в процессе которого запоминаются значения измеренного магнитного курса при помощи трехкомпонентного магнитометрического датчика (ТМД).
Как показывают расчеты, модель содержит шесть параметров Пуассона, которые устойчиво определяются по ограниченному объему полетных данных.
Используя упрощенную модель и приведенные ниже уравнения, определяют коэффициенты магнитной девиации ТМД.
Figure 00000031
где
Figure 00000032
,
Figure 00000033
,
Figure 00000034
,
Figure 00000035
,
Figure 00000036
,
Коэффициенты p, q, r учитывают влияние магнитного поля твердого в магнитном отношении железа. Коэффициенты a, b, d, e учитывают влияние магнитного поля мягкого в магнитном отношении железа ЛА. Допущение о равенстве коэффициентов b и d является пренебрежением влияния индуктивного магнитного поля ЛА на постоянное смещение оценки магнитного курса.
С учетом направления связанных осей ЛА начальные матрица Н и вектор Р принимают вид:
Figure 00000037
,
Figure 00000038
.
Далее рассчитывают:
- Оценку модуля магнитного поля земли (МПЗ)
Figure 00000039
, усредненную на всем отрезке наблюдения из N отсчетов:
Figure 00000040
- полную совокупность измерений магнитометра;
Figure 00000041
,
Figure 00000042
- совокупность оценок измерений магнитометра с учетом компенсации девиации;
Figure 00000043
,
Figure 00000044
,
Figure 00000045
- совокупность оценок модуля МПЗ с учетом компенсации девиации;
Figure 00000046
- оценку модуля МПЗ, усредненную по всему отрезку наблюдения;
Figure 00000047
,
- Оценку средних значений модуля МПЗ
Figure 00000048
,
Figure 00000049
на j частных интервалах:
Figure 00000050
- совокупность оценок модуля МПЗ, усредненных на частных интервалах наблюдения;
Figure 00000051
,
Figure 00000052
.
- Запоминают вектор частных оценок модуля МПЗ:
Figure 00000053
- вектор
Figure 00000054
имеет размерность J.
- Формируют вектор В разностей между оценкой модуля МПЗ, усредненной по всему отрезку наблюдения, и оценками, усредненными на частных интервалах:
1.
Figure 00000055
,
Figure 00000056
,
2.
Figure 00000057
.
- Вычисляют функции чувствительности измерений модуля МПЗ к вариациям искомых коэффициентов.
Вычисление приращений оценок коэффициентов осуществляется путем формирования системы линейных алгебраических уравнений.
Аα=В,
где А - матрица функций чувствительности размерностью [J×6]
В=[φp φr φq φ а φe φbd],
В - вектор размерностью J,
αT=[Δp Δr Δq Δа Δе Δb],
α - вектор приращений.
Вектор приращений определяется решением следующего выражения:
Figure 00000058
.
При правильном решении приращения Δp Δr Δq Δа Δe Δb по мере выполнения итераций стремятся к нулю. Итерационный процесс полагаем успешным, если на последней итерации выполняется условие:
Figure 00000059
Текущее значение магнитного курса ЛА вычисляется с помощью соотношений:
Figure 00000060
,
Figure 00000061
.
Со способом списания девиации в полете можно ознакомиться в работе [1].
Круговую девиацию определяют следующим образом. Заметим, что модель (1) описывает все составляющие девиации, в том числе и круговую, которая неразличима с угловой ошибкой установки магнитометра в горизонтальной плоскости. В связи с этим при определении коэффициентов матрицы М модели (1) необходимо учитывать хотя бы одно измерение курса, которое наиболее просто выполнить перед взлетом ЛА.
Обозначим A=A0 - оценку приближенного коэффициента круговой девиации по измерению начального курса. Для нее имеют место соотношения
A0=ψmo-ψ0.
ψm0=-arctg(Tz0/Tx0),
Figure 00000062
,
Figure 00000063
,
Figure 00000064
.
Здесь ψm0 - оценка начального курса ψ0 по сигналам магнитометра, спроецированным на плоскость нормальной земной системы координат с учетом магнитного склонения и оценок М и Р, полученных при условии b=d; С0 - матрица поворота.
Поскольку оценивание A0 опирается на оценки М и Р, алгоритм идентификации надо решать повторно. Как показывают расчеты, достаточно двух решений.
Для этого используются известные соотношения Арчибальда Смита, связывающего коэффициенты модели (1) с коэффициентами девиации, как ошибки магнитного курса при горизонтальном положении магнитометра.
Figure 00000065
Здесь A', B', C', D', E' являются точными коэффициентами девиации δ(ψm). Заметим, что приближенные коэффициенты девиации в (1) соответствуют δ≈tgδ и определяются как А=А', В=В', С=С', D=D', Е=Е'.
При первом решении идентификации полагается А=А'=0. С учетом (2) это соответствует b=d и выполняется предварительная идентификация шести коэффициентов a, d, е, p, q, r.
При втором решении идентификации коэффициенты a, d, e, p, q, r уточняются при условии b=A0d(2+а+e), которое следует из (2) для А≠0.
В целом реализация предлагаемого метода определения девиации состоит из следующих этапов.
1. Измерение ⎥T0⎢ с помощью откалиброванного магнитометра и его последующая установка на ЛА.
2. Измерение и запоминание начального курса, крена, тангажа и сигналов магнитометра при неподвижном положении ЛА перед взлетом.
3. Выполнение полета по замкнутой в плане траектории, и накопление измерений магнитометра на участке маневра.
4. Вычисление начального приближения оценок коэффициентов a, b, d, e, p, q, r при условии b=d путем решения методом параметрической идентификации.
5. Определение оценки круговой девиации A0 с учетом измерений начального курса, крена, тангажа и известного магнитного склонения.
б.Вычисление результирующих оценок коэффициентов a, b, d, e, p, q, r при условии b=A0d(2+а+e).
Заметим, что измерение начального курса можно определить пеленгом на любой заданный ориентир.
Компенсация девиации с целью оценивания курса в процессе полета состоит в вычислении оценки текущего курса ЛА ψi по сигналам магнитометра mxi, myi, mzi по модели (1) с идентифицированными коэффициентами.
Figure 00000066
,
Figure 00000067
,
Figure 00000068
,
Figure 00000069
.
Здесь Ci - матрица поворота, учитывающая текущие значения крена, тангажа и магнитного склонения.
Блок 7 датчиков воздушных давлений состоит из датчика статического давления Pst и датчика динамического давления Pdin набегающего потока воздуха.
В блоке 8 определения воздушной скорости определяют барометрическую высоту и воздушную скорость ЛА:
Т=Т0-0,065h,
Figure 00000070
,
Figure 00000071
,
где:
Figure 00000072
Т0=273 K,
λ=0,065 K/м,
Hbaro, Vbaro - барометрическая высота и воздушная скорость,
Pst, Pdyn - статическое и динамическое давление,
T - температура воздуха на заданной высоте h.
В блоке 9 осуществляется дифференцирование и фильтрация сигналов воздушной скорости с целью выделения производной от воздушной скорости. Эти сигналы служат для оптимизации адаптации коэффициентов фильтра к турбулентности. Рассмотрим полные выражения для перегрузок, зависящих от параметров полета ЛА:
Figure 00000073
Степень влияния слагаемых в правых частях (3) зависит от режима полета.
На режиме прямолинейного горизонтального полета с постоянной скоростью имеет место
Figure 00000074
,
Figure 00000075
,
Figure 00000076
. Данные соотношения используются в простейших вариантах коррекции, когда ускорения, создаваемые ЛА, значительно меньше гравитационных.
Слагаемые (Vzωy-ωzVy)/g, (Vxωz-ωxVz)/g, (Vyωx-ωyVx)/g обусловлены появлением кориолисовых сил и имеют значимость при разворотах ЛА.
Слагаемые
Figure 00000077
,
Figure 00000078
,
Figure 00000079
имеют значимость при появлении линейных ускорений по связанным осям ЛА.
При относительно небольших углах атаки и скольжения скорость направлена в основном по строительной оси ЛА.
Figure 00000080
.
Тогда (1) представляется в упрощенном виде
Figure 00000081
Всякое отклонение модуля перегрузки от единицы и всякая неточность (3) учитываются снижением доверия к наблюдениям перегрузок путем увеличения дисперсий в ковариационной матрице Ri, в соответствии с заданным законом. При этом снижается интенсивность коррекции, и, следовательно, снижаются ее ошибки.
На режимах разгона и торможения значительный вклад в изменение кажущегося ускорения вносит производная скорости.
Учитывая то, что изменение скорости ЛА относится к длиннопериодическому движению, производная скорости выделяется из оценки скорости с помощью сглаживающего фильтра нижних частот
Figure 00000082
Figure 00000083
,
Figure 00000084
.
Здесь Т - постоянная времени фильтра нижних частот.
Из выражений (4) следует, что оценивание скорости ЛА происходит при выполнении разворотов, когда присутствуют одна или обе угловые скорости ωz, ωy. При этом слагаемые ωxV/g, -ωyV/g в выражениях для ny, nz обеспечивают оценивание крена. Из первого уравнения в (1) следует, что слагаемое
Figure 00000085
в выражении для
Figure 00000086
влияет на оценивание тангажа.
На участках полета при взлете и посадке, когда скорость изменяется наиболее интенсивно, а ЛА не выполняет разворотов, скорость не оценивается, но при этом учитывают
Figure 00000087
для повышения точности оценивания тангажа.
Выделение производной
Figure 00000088
выполняется аналогично (5) с помощью фильтра нижних частот в дифференцирующем устройстве:
Figure 00000089
Заметим, что при этом постоянные рассогласования между земной и истинной воздушной скорости не вносят ошибок в определение производной. Динамические ошибки измерения VTA на малых высотах взлета и посадки незначительны. Шумовые погрешности сглаживаются фильтром. Поэтому с достаточной точностью правомерно полагать
Figure 00000090
.
Дополнительную оптимизацию коэффициентов фильтра осуществляют по сигналам блока 10 оптимизации коэффициентов фильтра, с учетом уровня погрешностей датчиков. С учетом того, что основной вклад в ошибки ориентации адаптивной гировертикали вносят смещения нулей БДУС, настройку коэффициентов фильтра выполняют на множестве обучающих последовательностей, формируемых для набора сочетаний знаков смещений. Для каждого полета формируется девять обучающих последовательностей. Варианты знаков смещений нулей гироскопов представлены в таблице 1, где c0 - абсолютная величина смещения. Величина с0 задается с учетом класса точности применяемых ДУС.
Figure 00000091
Всего в алгоритме БРН присутствует шесть коэффициентов, подлежащих настройке: q1, q2, q3 - диагональные элементы ковариационной матрицы возмущений Q, а=d1,
Figure 00000092
,
Figure 00000093
- коэффициенты нелинейной функции
Figure 00000094
, определяющей диагональные элементы ковариационной матрицы ошибок наблюдения R.
Критерием качества J1 назначают взвешенную среднеквадратическую ошибку ориентации по крену и тангажу, усредненную по времени и по множеству всех девяти обучающих последовательностей.
Figure 00000095
Здесь
Figure 00000096
- среднеквадратическая ошибка оценивания тангажа;
Figure 00000097
- среднеквадратическая ошибка оценивания крена; αϑ=0.5 и αγ=0.5 - весовые коэффициенты; J={a, b, k, q1, q2, q3} - множество из шести искомых коэффициентов алгоритма.
Идентификацию турбулентности, в смысле выявления ее наличия, выполняют по величине среднеквадратичного отклонения
Figure 00000098
на скользящем интервале небольшой длины, порядка 1-2 секунд. При превышении некоторого заданного порога
Figure 00000099
принимают решение о наличии турбулентности.
Оптимизации коэффициентов фильтра осуществляют в три этапа.
1. Численная минимизация критерия качества min J1 и определение коэффициентов {a 1, b1, k1, q11, q21, q3l} для полетов в спокойной атмосфере,
Figure 00000100
.
2. Численная минимизация критерия качества min J1 и определение коэффициентов {а 2, b2, k2, q12, q22, q32} для полетов в условиях турбулентности,
Figure 00000101
.
3. Определение процедуры вычисления дисперсий d, q1, q2, q3, удовлетворяющей с достаточной точностью полетам, как в спокойной атмосфере, так и в турбулентности.
Наиболее просто данная процедура реализуется с помощью линейной интерполяции коэффициентов фильтра по результатам этапов 1, 2, и текущим значениям
Figure 00000102
,
Figure 00000103
.
Малогабаритная адаптивная курсовертикаль может быть использована как на высокоманевренных, так и на маломаневренных ЛА. Повышение точности определения истинного курса достигнуто путем списания девиации в полете и постоянной адаптивной коррекцией углов крена и тангажа по сигналам акселерометров, а также оптимизацией коэффициентов фильтрации в зависимости от турбулентности и осуществляющая настройку на множестве обучающих последовательностей. Заметим, что списание девиации ТМД может быть осуществлено периодически, в случае отсутствия замены бортового и подвесного оборудования ЛА. За счет подавления влияния кажущегося ускорения, зависимость маятниковой коррекции от вида движения объекта ослабляется до уровня, позволяющего использовать датчики угловой скорости и линейного ускорения средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа.
Предложенное техническое устройство может быть реализовано путем использования базовых элементов для вычислительных систем бортовых цифровых вычислительных машин и базовых элементов, используемых на существующих навигационных комплексах летательных аппаратов.
Литература
1. Патент №2550774, Способ определения и компенсации девиации магнитометрических датчиков и устройство для его осуществления, МПК G01C 21/08. Бюллетень №13, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов B.C., Качанов Б.О., Туктарев Н.А., Гришин Д.В.
2. Патент №2564380, Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы, МПК G01C 21/06. Бюллетень. №27, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов B.C., Качанов Б.О., Туктарев Н.А., Гришин Д.В.
3. Патент №2564379, Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, МПК G01C 21/16, Бюллетень №27, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов B.C., Качанов Б.О., Туктарев Н.А.

Claims (1)

  1. Малогабаритная адаптивная курсовертикаль, содержащая трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей (БДУС), трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ), соединенные с первым и вторым входами адаптивной гировертикали, к выходу которой подключен вычислительный блок, и трехкомпонентный магнитометрический датчик, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок определения и списания магнитной девиации, последовательно соединенные блок датчиков воздушных давлений, блок определения воздушной скорости, дифференцирующий и фильтрующий блок и соединенные, в свою очередь, с третьим входом адаптивной гировертикали, блок оптимизации коэффициентов фильтра, соединенный с четвертым входом адаптивной гировертикали и подключенный к первому выходу вычислительного блока, ко второму входу вычислительного блока последовательно подключены блок трехкомпонентного магнитометрического датчика и блок определения и списания магнитной девиации, второй выход вычислительного блока является выходом малогабаритной адаптивной курсовертикали.
RU2016150691A 2016-12-22 2016-12-22 Малогабаритная адаптивная курсовертикаль RU2714144C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016150691A RU2714144C2 (ru) 2016-12-22 2016-12-22 Малогабаритная адаптивная курсовертикаль

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016150691A RU2714144C2 (ru) 2016-12-22 2016-12-22 Малогабаритная адаптивная курсовертикаль

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016150691A RU2016150691A (ru) 2018-06-22
RU2016150691A3 RU2016150691A3 (ru) 2019-10-30
RU2714144C2 true RU2714144C2 (ru) 2020-02-12

Family

ID=62713303

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016150691A RU2714144C2 (ru) 2016-12-22 2016-12-22 Малогабаритная адаптивная курсовертикаль

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2714144C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2787949C1 (ru) * 2021-12-30 2023-01-13 Федеральное государственное автономное учреждение "Военный инновационный технололис "ЭРА" Датчик углов крена и тангажа

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6522992B1 (en) * 2000-05-24 2003-02-18 American Gnc Corporation Core inertial measurement unit
US6901331B1 (en) * 2000-11-01 2005-05-31 Trimble Navigation Limited Radio navigation emulating GPS system
RU2282869C1 (ru) * 2004-12-27 2006-08-27 Владимир Петрович Панов Система для определения пространственного положения объекта
RU2427799C1 (ru) * 2010-06-15 2011-08-27 Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") Система для определения пространственного положения и курса летательного аппарата

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6522992B1 (en) * 2000-05-24 2003-02-18 American Gnc Corporation Core inertial measurement unit
US6901331B1 (en) * 2000-11-01 2005-05-31 Trimble Navigation Limited Radio navigation emulating GPS system
RU2282869C1 (ru) * 2004-12-27 2006-08-27 Владимир Петрович Панов Система для определения пространственного положения объекта
RU2427799C1 (ru) * 2010-06-15 2011-08-27 Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") Система для определения пространственного положения и курса летательного аппарата

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Авиационная радионавигация. Справочник под ред. Сосновского А.А. - М.: Транспорт, 1990, с.151. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2787949C1 (ru) * 2021-12-30 2023-01-13 Федеральное государственное автономное учреждение "Военный инновационный технололис "ЭРА" Датчик углов крена и тангажа
RU2790548C1 (ru) * 2022-01-27 2023-02-22 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Способ коррекции гировертикали по углу атаки
RU2801623C2 (ru) * 2022-01-27 2023-08-11 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Способ автономной коррекции гировертикали

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016150691A (ru) 2018-06-22
RU2016150691A3 (ru) 2019-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Wu et al. Velocity/position integration formula part I: Application to in-flight coarse alignment
US6498996B1 (en) Vibration compensation for sensors
EP3321631B1 (en) A inertial and terrain based navigation system
CN106500693B (zh) 一种基于自适应扩展卡尔曼滤波的ahrs算法
Li et al. An improved optimal method for initial alignment
KR20150043392A (ko) 바람 벡터 추산
RU2647205C2 (ru) Адаптивная бесплатформенная инерциальная курсовертикаль
RU2762143C2 (ru) Система определения курса и углового пространственного положения, выполненная с возможностью функционирования в полярной области
CN108613674A (zh) 一种基于自适应差分进化bp神经网络的姿态误差抑制方法
RU2564380C1 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
Gąsior et al. Estimation of altitude and vertical velocity for multirotor aerial vehicle using Kalman filter
RU2749152C1 (ru) Адаптивный корректор углов ориентации для БИНС
RU2539140C1 (ru) Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата
CN111189442A (zh) 基于cepf的无人机多源导航信息状态预测方法
RU2564379C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль
RU2382988C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная система ориентации на "грубых" чувствительных элементах
RU2646954C2 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2635820C1 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2646957C1 (ru) Комплексный способ навигации летательных аппаратов
Tondji et al. Semi-empirical estimation and experimental method for determining inertial properties of the Unmanned Aerial System–UAS-S4 of Hydra Technologies
RU2487318C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
RU2589495C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления
RU2714144C2 (ru) Малогабаритная адаптивная курсовертикаль
KR101257935B1 (ko) 관성 항법 시스템의 바이어스 추정치를 이용한 정렬 장치 및 그 항법 시스템
RU2555496C1 (ru) Устройство для определения углов пространственной ориентации подвижного объекта