RU2744700C1

RU2744700C1 - Method for inertial navigation on unmanned aerial vehicle and device for its use

Info

Publication number: RU2744700C1
Application number: RU2020125200A
Authority: RU
Inventors: Геннадий Иванович Линец; Константин Мингалеевич Сагдеев; Игорь Петрович Шепеть; Михаил Александрович Исаев
Priority date: 2020-07-29
Filing date: 2020-07-29
Publication date: 2021-03-15

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the field of navigation measurements and can be used to determine the coordinates of the location of a moving object such as an unmanned aerial vehicle (UAV). To achieve this goal, the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters is determined and the value of the flight and navigation parameters of the UAV is determined as the weighted sum of the corresponding flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the moving and stationary blocks of sensitive elements. The device is an inertial navigation multisystem containing two blocks of sensing elements, a flight-navigation computer, an error calculator for flight-navigation parameters and three evaluation blocks.

EFFECT: invention is aimed at improving accuracy of determining flight and navigation parameters of the flight of the aircraft.

4 cl, 3 dwg

Description

Область техникиTechnology area

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например, беспилотного летательного аппарата (БЛА).The invention relates to the field of navigation measurements and can be used to determine the coordinates of the location of a moving object, for example, an unmanned aerial vehicle (UAV).

Уровень техникиState of the art

Характеристика аналогов технического решенияCharacteristics of analogs of the technical solution

Известен способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающийся во вращении по периодическому закону управления инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, коррекцию параметров закона управления инерциальным измерительным блоком на основании функциональной зависимости между оптимальными параметрами закона управления и данными об изменении в процессе эксплуатации инструментальных погрешностей лазерных гироскопов [1].There is a method of compensation for instrumental errors of strapdown inertial navigation systems, which consists in rotation according to a periodic control law of an inertial measuring unit, consisting of a block of accelerometers and a block of gyroscopes and fixed on the rotation mechanism, correction of the parameters of the control law of an inertial measuring unit based on the functional relationship between the optimal parameters of the control law and data on changes during operation of instrumental errors of laser gyroscopes [1].

Известно устройство, реализующее данный способ, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсы, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой преобразователь и цифроаналоговый преобразователь, шину навигационной информации, блок коррекции, в состав которого входят счетчик времени, блок определения погрешностей лазерных гироскопов, блок выдачи сигнала коррекции, блок выдачи параметров закона управления, при этом входы блока определения погрешностей лазерных гироскопов соединены с выходами блока управления и отображения информации и счетчика времени, выход которого соединен с блоком выдачи сигнала коррекции; выход блока выдачи параметров закона управления соединен с входом блока электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов, а входы - с выходами блока определения погрешностей лазерных гироскопов и блока выдачи сигнала коррекции [1].A device is known that implements this method, including an inertial measuring unit, which includes a unit of laser gyroscopes and a unit of accelerometers, a rotation mechanism, an electronics unit of an inertial measuring unit and interfaces, a digital microprocessor, a unit for interfacing with navigation information, a unit for calculating speeds, a control unit and information display, analog-to-digital converter and digital-to-analog converter, navigation information bus, correction unit, which includes a time counter, unit for determining errors of laser gyroscopes, unit for issuing a correction signal, unit for issuing control law parameters, while inputs of unit for determining errors of laser gyroscopes connected to the outputs of the control and display unit and the time counter, the output of which is connected to the unit for outputting the correction signal; the output of the control law parameter output unit is connected to the input of the electronics unit of the inertial measuring unit and interfaces, and the inputs are connected to the outputs of the laser gyro error determination unit and the correction signal output unit [1].

Недостатком известных способа и устройства является недостаточная точность автономного счисления навигационных параметров, обусловленная воздействием динамических погрешностей чувствительных элементов, возникающих при дополнительном вращении блока чувствительных элементов.The disadvantage of the known method and device is the insufficient accuracy of the autonomous dead reckoning of navigation parameters, due to the effect of dynamic errors of the sensitive elements arising from additional rotation of the block of sensitive elements.

Характеристика выбранного прототипаCharacteristics of the selected prototype

Наиболее близкими к изобретению являются способ определения навигационных параметров летательного аппарата, заключающийся в измерении направления и величины векторов угловой скорости летательного аппарата относительно измерительной системы координат, определении текущей ориентации измерительной системы координат относительно навигационной системы координат, модуляции погрешностей составляющих векторов угловой скорости, определении текущих значений навигационных параметров по измеренным векторам ускорения и угловых скоростей и текущей ориентации измерительной системы координат, определении направления вектора погрешности текущей ориентации измерительной системы координат и модуляции этого вектора погрешности [2].The closest to the invention are a method for determining the navigation parameters of an aircraft, which consists in measuring the direction and magnitude of the angular velocity vectors of the aircraft relative to the measuring coordinate system, determining the current orientation of the measuring coordinate system relative to the navigation coordinate system, modulating the errors of the angular velocity vector components, determining the current values of the navigation parameters by the measured vectors of acceleration and angular velocities and the current orientation of the measuring coordinate system, determining the direction of the error vector of the current orientation of the measuring coordinate system and modulation of this vector of error [2].

Наиболее близким устройством, реализующим данный способ, является устройство для определения навигационных параметров летательного аппарата, представляющее собой бесплатформенную инерциальную навигационную систему, содержащую блок датчиков линейных ускорений или линейных скоростей, блок датчиков угловых скоростей и вычислитель вектора состояния объекта, входы которого связаны с блоком датчиков угловых скоростей и блоком датчиков линейных ускорений или линейных скоростей, а также программными механизмами углового разворота, число которых соответствует числу датчиков угловых скоростей в блоке датчиков угловых скоростей, при этом каждый программный механизм программного разворота кинематически связан с соответствующим датчиком угловой скорости, вход каждого из программных механизмов программного разворота связан с выходом вычислителя вектора состояния объекта, дополнительно содержит вторую аналогичную бесплатформенную инерциальную навигационную систему, образуя при этом инерциальную навигационную мультисистему, при этом два блока измерителей которой одновременно разворачиваются в пространстве в противоположных направлениях программными механизмами углового разворота (силовой частью датчиков углов) по сигналу, вырабатываемому устройством управления, состоящим из определителя разности модуля векторов ошибок угловых скоростей и формирователя управляющего сигнала [2].The closest device that implements this method is a device for determining the navigation parameters of an aircraft, which is a strapdown inertial navigation system containing a unit of linear acceleration or linear velocity sensors, a unit of angular velocity sensors and an object state vector calculator, the inputs of which are connected to the unit of angular sensors. speeds and a block of linear acceleration or linear velocity sensors, as well as software mechanisms of angular reversal, the number of which corresponds to the number of angular rate sensors in the unit of angular rate sensors, while each programmed reversal mechanism is kinematically connected to the corresponding angular rate sensor, the input of each of the program mechanisms programmed turn is associated with the output of the object state vector calculator, additionally contains a second similar strapdown inertial navigation system, while forming inertial navigation an operational multisystem, in which two units of meters are simultaneously deployed in space in opposite directions by the programmed angular reversal mechanisms (the power part of the angle sensors) according to the signal generated by the control device, which consists of a determinant of the difference between the magnitude of the angular velocity error vectors and a control signal generator [2].

Недостатком известных способа и устройства является недостаточная точность автономного счисления навигационных параметров на начальном этапе функционирования системы и при длительном функционировании системы. Это обусловлено воздействием динамических погрешностей чувствительных элементов, возникающих при дополнительном вращении блока чувствительных элементов. К динамическим погрешностям чувствительных элементов относятся перекосы осей чувствительности гироскопов и ошибки масштабного коэффициента гироскопов. Перекосы осей чувствительности гироскопов приводят к повышению ошибки определения пилотажно-навигационных параметров на начальном этапе функционирования системы. Ошибки определения координат, обусловленные погрешностью масштабных коэффициентов гироскопов (в первую очередь азимутального гироскопа), пропорциональны квадрату времени функционирования системы и сильно сказываются при длительном функционировании системы.The disadvantage of the known method and device is the lack of accuracy of autonomous dead reckoning of navigation parameters at the initial stage of the system operation and during long-term operation of the system. This is due to the effect of dynamic errors of the sensing elements arising from additional rotation of the sensing element block. Dynamic errors of sensing elements include misalignments of the gyro sensitivity axes and errors of the scale factor of gyroscopes. The skews of the gyro sensitivity axes lead to an increase in the error in determining the flight and navigation parameters at the initial stage of the system operation. The errors in determining the coordinates caused by the error of the scale factors of the gyroscopes (primarily the azimuthal gyroscope) are proportional to the square of the operating time of the system and strongly affect the long-term operation of the system.

Задача и технический результат изобретенияThe task and the technical result of the invention

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета БЛА за счет объединения инерциальной навигационной системы с автокомпенсацией погрешностей и бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС). Определяются точностные характеристики систем на различных временных интервалах, и осуществляется комплексная оценка пилотажно-навигационных параметров на основании данных двух систем.The task and the technical result of the invention is to improve the accuracy of determining the flight and navigation parameters of a UAV flight by combining an inertial navigation system with automatic error compensation and a strapdown inertial navigation system (SINS). The accuracy characteristics of the systems are determined at different time intervals, and a comprehensive assessment of flight and navigation parameters is carried out based on the data of the two systems.

Технический результат предлагаемого способа достигается тем, что в способе определения параметров летательного аппарата, заключающимся в измерении угловой скорости и ускорения БЛА комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, объединенных в блок чувствительных элементов, в автономной компенсации погрешностей измерителей угловой скорости и акселерометров путем принудительного вращения блока чувствительных элементов, в определении текущей ориентации измерительной системы координат относительно навигационной системы координат, в измерении углов ориентации измерительной системы координат относительно системы координат, связанной с БЛА, в определении текущих значений навигационных параметров по измеренным значениям ускорения и угловых скоростей, в определении текущей ориентации БЛА по измеренным значениям угловых скоростей и ориентации измерительной системы координат относительно системы координат, связанной с БЛА, с целью повышения точности определения пилотажно-навигационных параметров БЛА, дополнительно осуществляют измерение угловой скорости и ускорения неподвижным относительно корпуса БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, объединенных в дополнительный блок чувствительных элементов, определяют текущие значения навигационных параметров по измеренным значениям ускорения и угловых скоростей дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, определяют ориентацию БЛА относительно навигационной системы координат по измеренным значениям угловых скоростей БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров подвижного блока чувствительных элементов, определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров дополнительного блока чувствительных элементов, неподвижного относительно корпуса БЛА, определяют текущее значение пилотажно-навигационных параметров БЛА как взвешенную сумму соответствующих пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний подвижного и неподвижного блоков чувствительных элементов.The technical result of the proposed method is achieved by the fact that in the method for determining the parameters of the aircraft, which consists in measuring the angular velocity and acceleration of the UAV with a set of angular velocity meters and accelerometers, combined into a block of sensing elements, in the autonomous compensation of errors in the angular velocity meters and accelerometers by forced rotation of the sensing block elements, in determining the current orientation of the measuring coordinate system relative to the navigation coordinate system, in measuring the angles of orientation of the measuring coordinate system relative to the coordinate system associated with the UAV, in determining the current values of navigation parameters by the measured values of acceleration and angular velocities, in determining the current orientation of the UAV by the measured values of angular velocities and orientation of the measuring coordinate system relative to the coordinate system associated with the UAV, in order to improve the accuracy of determining flight and navigation parameters parameters of the UAV, additionally measure the angular velocity and acceleration motionless relative to the UAV body with an additional set of angular velocity meters and accelerometers combined into an additional block of sensitive elements, determine the current values of the navigation parameters by the measured values of acceleration and angular velocities with an additional set of angular velocity meters and accelerometers, determine the orientation of the UAV relative to the navigation coordinate system according to the measured values of the angular velocities of the UAV with an additional set of angular velocity meters and accelerometers, determine the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the moving block of sensitive elements, determine the current value of the error variance determination of flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and a selerometers of the additional block of sensing elements, stationary relative to the UAV body, determine the current value of the flight and navigation parameters of the UAV as a weighted sum of the corresponding flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the moving and stationary blocks of sensitive elements.

Технический результат предлагаемого устройства достигается тем, что в устройство для инерциальной навигации БЛА, включающее первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой акселерометры, первый, второй и третий датчики угла, первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой измерители угловой скорости, поворотное устройство, при этом первый, второй, третий акселерометры, первый, второй, третий датчики угла, первый, второй, третий измерители угловой скорости объединены в первый блок чувствительных элементов, который закреплен на поворотном устройстве, четвертый, пятый, шестой акселерометры, четвертый, пятый, шестой измерители угловой скорости объединены во второй блок чувствительных элементов с целью повышения точности определения пилотажно-навигационных параметров БЛА дополнительно введены пилотажно-навигационный вычислитель, вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров, первый, второй и третий блоки оценки, при этом выходы первого, второго и третьего акселерометров соединены с первым входом пилотажно-навигационного вычислителя и седьмым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, выходы первого, второго и третьего датчика угла соединены со вторым входом пилотажно-навигационный вычислителя, выходы первого, второго и третьего измерителей угловой скорости соединены с третьим входом пилотажно-навигационного вычислителя и девятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, выходы четвертого, пятого и шестого акселерометров соединены с четвертым входом пилотажно-навигационного вычислителя и восьмым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, выходы четвертого, пятого и шестого измерителей угловой скорости соединены с пятым входом пилотажно-навигационного вычислителя и десятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, первый и пятый выходы пилотажно-навигационного вычислителя соединены соответственно с первым и вторым входами первого блока оценки, второй выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первыми входами второго блока оценки и вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, третий выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом третьего блока оценки и вторым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, четвертый выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с третьим входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, шестой выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен со вторым входом второго блока оценки и четвертым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, седьмой выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен со вторым входом третьего блока оценки и пятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, восьмой выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с шестым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, первый и второй выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены соответственно с третьим и четвертым входами первого блока оценки, третий и четвертый выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго блока оценки, пятый и шестой выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены соответственно с третьим и четвертым входами третьего блока оценки, выходы первого, второго и третьего блоков оценки являются соответственно первым, вторым и третьим выходами устройства.The technical result of the proposed device is achieved by the fact that the device for inertial navigation of a UAV, including the first, second, third, fourth, fifth and sixth accelerometers, the first, second and third angle sensors, the first, second, third, fourth, fifth and sixth angular meters speed, a rotary device, while the first, second, third accelerometers, the first, second, third angle sensors, the first, second, third angular velocity meters are combined into the first block of sensitive elements, which is fixed on the rotary device, the fourth, fifth, sixth accelerometers, the fourth, fifth, sixth angular velocity meters are combined into the second block of sensitive elements in order to improve the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the UAV, a flight and navigation computer, an error calculator for flight and navigation parameters, the first, second and third evaluation blocks are added, while the outputs of the first , second and third accelerometers with are united with the first input of the flight-navigation computer and the seventh input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the outputs of the first, second and third angle sensor are connected to the second input of the flight-navigation computer, the outputs of the first, second and third angular velocity meters are connected to the third input of the flight and the navigation computer and the ninth input of the flight-navigation parameters error calculator, the outputs of the fourth, fifth and sixth accelerometers are connected to the fourth input of the flight-navigation computer and the eighth input of the flight-navigation parameters error calculator, the outputs of the fourth, fifth and sixth angular velocity meters are connected to the fifth input flight-navigation computer and the tenth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the first and fifth outputs of the flight-navigation computer are connected respectively to the first and second inputs of the first evaluation unit, the second output d of the flight-navigation computer is connected to the first inputs of the second estimation unit and the calculator of errors of flight-navigation parameters, the third output of the flight-navigation computer is connected to the first input of the third evaluation unit and the second input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the fourth output of the flight-navigation computer is connected with the third input of the flight-navigation parameters error calculator, the sixth output of the flight-navigation computer is connected to the second input of the second estimation unit and the fourth input of the flight-navigation parameters error calculator, the seventh output of the flight-navigation computer is connected to the second input of the third estimation unit and the fifth input of the calculator errors of flight-navigation parameters, the eighth output of the flight-navigation computer is connected to the sixth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the first and second outputs of the error calculator flight-navigation parameters are connected respectively to the third and fourth inputs of the first estimation unit, the third and fourth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected respectively to the third and fourth inputs of the second block of estimation, the fifth and sixth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected respectively to the third and the fourth inputs of the third evaluator, the outputs of the first, second and third evaluators are, respectively, the first, second and third outputs of the device.

В заявляемом устройстве пилотажно-навигационный вычислитель включает первый, второй и третий вычислители матрицы направляющих косинусов, первый и второй вычислители скоростей, первый и второй вычислители параметров ориентации, первый и второй вычислители координат, первый и второй вычислители угловых скоростей, причем первый вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом первого вычислителя скоростей, второй вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом второго вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход которого через первый вычислитель параметров ориентации соединен с первым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, третий вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом первого вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход которого соединен со вторым входом второго вычислителя матрицы направляющих косинусов, четвертым входом первого вычислителя скоростей и четвертым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, четвертый вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом второго вычислителя скоростей, пятый вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом третьего вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход которого соединен с четвертым входом второго вычислителя скоростей, восьмым выходом пилотажно-навигационного вычислителя и через второй вычислитель параметров ориентации соединен с пятым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход первого вычислителя скоростей соединен с входом первого вычислителя координат и со вторым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход первого вычислителя координат соединен со вторым входом первого вычислителя скоростей, с третьим выходом пилотажно-навигационного вычислителя и с входом первого вычислителя угловых скоростей, выход которого соединен с третьим входом первого вычислителя скоростей и вторым входом первого вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход второго вычислителя скоростей соединен с входом второго вычислителя координат и шестым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход второго вычислителя координат соединен со вторым входом второго вычислителя скоростей, входом второго вычислителя угловых скоростей и седьмым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход второго вычислителя угловых скоростей соединен с третьим входом второго вычислителя скоростей и вторым входом третьего вычислителя матрицы направляющих косинусов.In the claimed device, the flight-navigation computer includes the first, second and third calculators of the direction cosine matrix, the first and second calculators of velocities, the first and second calculators of orientation parameters, the first and second calculators of coordinates, the first and second calculators of angular velocities, the first input of the flight-navigation the calculator is connected to the first input of the first calculator of velocities, the second input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the second calculator of the direction cosine matrix, the output of which through the first calculator of orientation parameters is connected to the first output of the flight-navigation computer, the third input of the flight-navigation computer is connected to the first the input of the first calculator of the direction cosine matrix, the output of which is connected to the second input of the second calculator of the matrix of direction cosines, the fourth input of the first calculator of velocities and the fourth output of the flight-navigation computer, the fourth input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the second speed computer, the fifth input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the third calculator of the direction cosine matrix, the output of which is connected to the fourth input of the second speed computer, the eighth output of the flight-navigation computer and through the second computer orientation parameters is connected to the fifth output of the flight-navigation computer, the output of the first speed computer is connected to the input of the first coordinate calculator and to the second output of the flight-navigation computer, the output of the first coordinate computer is connected to the second input of the first speed computer, to the third output of the flight-navigation computer, and with the input of the first calculator of angular velocities, the output of which is connected to the third input of the first calculator of velocities and the second input of the first calculator of the direction cosine matrix, the output of the second calculator of velocities is connected to the input of the second coordinate calculator and the sixth output of the flight-navigation computer, the output of the second coordinate computer is connected to the second input of the second speed computer, the input of the second angular velocity computer and the seventh output of the flight-navigation computer, the output of the second angular velocity computer is connected to the third input of the second speed computer and the second input of the third calculator of the direction cosine matrix.

В заявляемом устройстве вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров включает первый и второй вычислители матрицы состояния, первый и второй вычислитель матрицы возмущения, первый и второй вычислители ковариационной матрицы ошибок, причем первый, второй, третий, седьмой и девятый входы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены с первым - пятым входами первого вычислителя матрицы состояния, выход которого соединен с первым входом первого вычислителя ковариационной матрицы ошибок, выход первого вычислителя матрицы возмущения соединен со вторым входом первого вычислителя ковариационной матрицы ошибок, первый, второй и третий выходы которого соединены с первым, третьим и пятым выходами вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соответственно, четвертый, пятый, шестой, восьмой и десятый входы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены с первым - пятым входами второго вычислителя матрицы состояния, выход которого соединен с первым входом второго вычислителя ковариационной матрицы ошибок, выход второго вычислителя матрицы возмущения соединен со вторым входом второго вычислителя ковариационной матрицы ошибок, первый, второй и третий выходы которого соединены со вторым, четвертым и шестым выходами вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соответственно.In the claimed device, the calculator of errors of flight and navigation parameters includes the first and second calculators of the state matrix, the first and second calculators of the perturbation matrix, the first and second calculators of the covariance matrix of errors, and the first, second, third, seventh and ninth inputs of the calculator of errors of flight and navigation parameters are connected with the first - fifth inputs of the first calculator of the state matrix, the output of which is connected to the first input of the first calculator of the error covariance matrix, the output of the first calculator of the perturbation matrix is connected to the second input of the first calculator of the error covariance matrix, the first, second and third outputs of which are connected to the first, third and the fifth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters, respectively, the fourth, fifth, sixth, eighth and tenth inputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected to the first - fifth inputs of the second calculator of the state matrix, the output which is connected to the first input of the second calculator of the covariance matrix of errors, the output of the second calculator of the perturbation matrix is connected to the second input of the second calculator of the covariance matrix of errors, the first, second and third outputs of which are connected to the second, fourth and sixth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters, respectively.

Достижение технического результата в заявляемом изобретении обеспечивается путем применения новых действий (операций), введением новых блоков, а также за счет возникновения новых связей между известными (ограничительными) и новыми (отличительными) признаками.The achievement of the technical result in the claimed invention is ensured by the use of new actions (operations), the introduction of new blocks, as well as through the emergence of new connections between known (restrictive) and new (distinctive) features.

Таким образом, введение совокупности новых существенных признаков является неочевидным изобретательским решением, имеющим технический характер.Thus, the introduction of a set of new essential features is a non-obvious inventive solution of a technical nature.

Проведенный анализ технических решений позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностью признаков, тождественных всем признакам заявленного технического решения, отсутствуют в известных носителях информации, что указывает на соответствие заявленного способа условию патентоспособности «новизна».The analysis of technical solutions made it possible to establish that analogs characterized by a set of features that are identical to all features of the claimed technical solution are absent in known storage media, which indicates the compliance of the claimed method with the "novelty" condition of patentability.

Результаты поиска известных решений в данной области техники, а также в смежных областях, с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из уровня техники также не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».The search results for known solutions in this field of technology, as well as in related areas, in order to identify features that match the distinctive features of the prototype features, have shown that they do not follow explicitly from the prior art. The prior art also did not reveal the influence of the transformations envisaged by the essential features of the claimed invention on the achievement of the specified technical result. Therefore, the claimed invention meets the “inventive step” requirement of patentability.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Сущность изобретения и отличительные (от прототипа) признакиThe essence of the invention and distinctive (from the prototype) features

Способ инерциальной навигации беспилотного летательного аппарата (БЛА), заключающийся в измерении угловой скорости и ускорения БЛА комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, объединенных в блок чувствительны элементов, в автономной компенсации погрешностей измерителей угловой скорости и акселерометров путем принудительного вращения блока чувствительных элементов, в определении текущей ориентации измерительной системы координат относительно навигационной системы координат, в измерении углов ориентации измерительной системы координат относительно системы координат, связанной с БЛА, в определении текущих значений навигационных параметров по измеренным значениям ускорения и угловых скоростей, определении текущей ориентации БЛА по измеренным значениям угловых скоростей и ориентации измерительной системы координат относительно системы координат, связанной с БЛА, отличающийся тем, что с целью повышения точности определения пилотажно-навигационных параметров БЛА осуществляют измерение угловой скорости и ускорения неподвижным относительно корпуса БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, объединенных в дополнительный блок чувствительных элементов, определяют текущие значения навигационных параметров по измеренным значениям ускорения и угловых скоростей дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, определяют ориентацию БЛА относительно навигационной системы координат по измеренным значениям угловых скоростей БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров подвижного блока чувствительных элементов, определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров дополнительного блока чувствительных элементов, неподвижного относительно корпуса БЛА, определяют текущее значение пилотажно-навигационных параметров БЛА как взвешенную сумму соответствующих пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний подвижного и неподвижного блоков чувствительных элементов.The method of inertial navigation of an unmanned aerial vehicle (UAV), which consists in measuring the angular velocity and acceleration of the UAV with a set of angular velocity meters and accelerometers, combined into a unit of sensitive elements, in autonomous compensation of errors of angular velocity meters and accelerometers by forced rotation of the unit of sensitive elements, in determining the current orientation of the measuring coordinate system relative to the navigation coordinate system, in measuring the angles of orientation of the measuring coordinate system relative to the coordinate system associated with the UAV, in determining the current values of the navigation parameters from the measured values of acceleration and angular velocities, determining the current orientation of the UAV from the measured values of angular velocities and orientation of the measuring coordinate system with respect to the coordinate system associated with the UAV, characterized in that in order to improve the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the UAV, the measuring the angular velocity and acceleration at a fixed relative to the UAV body by an additional set of angular velocity meters and accelerometers combined into an additional block of sensing elements, determine the current values of the navigation parameters from the measured values of acceleration and angular velocities with an additional set of angular velocity meters and accelerometers, determine the orientation of the UAV relative to the navigation system coordinates according to the measured values of the angular velocities of the UAV with an additional set of angular velocity meters and accelerometers, determine the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters, calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the moving block of sensitive elements, determine the current value of the variance of the errors in determining the flight and navigation parameters calculated based on the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the additional sensor unit n elements, stationary relative to the UAV body, determine the current value of the UAV's flight and navigation parameters as a weighted sum of the corresponding flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the moving and stationary blocks of sensitive elements.

Устройство для инерциальной навигации БЛА, включающее первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой акселерометры, первый, второй и третий датчики угла, первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой измерители угловой скорости, поворотное устройство, при этом первый, второй, третий акселерометры, первый, второй, третий датчики угла, первый, второй, третий измерители угловой скорости объединены в первый блок чувствительных элементов, который закреплен на поворотном устройстве, четвертый, пятый, шестой акселерометры, четвертый, пятый, шестой измерители угловой скорости объединены во второй блок чувствительных элементов, отличающееся тем, что с целью повышения точности определения пилотажно-навигационных параметров БЛА в него дополнительно введены пилотажно-навигационный вычислитель, вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров, первый, второй и третий блоки оценки, при этом выходы первого, второго и третьего акселерометров соединены с первым входом пилотажно-навигационного вычислителя и седьмым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, выходы первого, второго и третьего датчика угла соединены со вторым входом пилотажно-навигационный вычислителя, выходы первого, второго и третьего измерителей угловой скорости соединены с третьим входом пилотажно-навигационного вычислителя и девятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, выходы четвертого, пятого и шестого акселерометров соединены с четвертым входом пилотажно-навигационного вычислителя и восьмым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, выходы четвертого, пятого и шестого измерителей угловой скорости соединены с пятым входом пилотажно-навигационного вычислителя и десятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, первый и пятый выходы пилотажно-навигационного вычислителя соединены соответственно с первым и вторым входами первого блока оценки, второй выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первыми входами второго блока оценки и вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, третий выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом третьего блока оценки и вторым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, четвертый выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с третьим входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, шестой выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен со вторым входом второго блока оценки и четвертым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, седьмой выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен со вторым входом третьего блока оценки и пятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, восьмой выход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с шестым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, первый и второй выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены соответственно с третьим и четвертым входами первого блока оценки, третий и четвертый выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго блока оценки, пятый и шестой выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены соответственно с третьим и четвертым входами третьего блока оценки, выходы первого, второго и третьего блоков оценки являются соответственно первым, вторым и третьим выходами устройства.A device for inertial navigation of UAVs, including the first, second, third, fourth, fifth and sixth accelerometers, the first, second and third angle sensors, the first, second, third, fourth, fifth and sixth angular velocity meters, a rotary device, with the first, second, third accelerometers, first, second, third angle sensors, first, second, third angular velocity meters are combined into the first block of sensing elements, which is attached to the rotating device, fourth, fifth, sixth accelerometers, fourth, fifth, sixth angular velocity meters are combined into the second block of sensing elements, characterized in that in order to improve the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the UAV, a flight and navigation computer, an error calculator for flight and navigation parameters, the first, second and third evaluation blocks are additionally introduced into it, while the outputs of the first, second and third accelerometers are connected to the first flight navigation input the first, second and third angle sensor outputs are connected to the second input of the flight-navigation computer, the outputs of the first, second and third angular velocity meters are connected to the third input of the flight-navigation computer and the ninth input of the calculator errors of flight and navigation parameters, the outputs of the fourth, fifth and sixth accelerometers are connected to the fourth input of the flight and navigation computer and the eighth input of the calculator of errors of flight and navigation parameters, the outputs of the fourth, fifth and sixth angular velocity meters are connected to the fifth input of the flight and navigation computer and the tenth the input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the first and fifth outputs of the flight-navigation computer are connected respectively to the first and second inputs of the first evaluation unit, the second output of the flight-navigation computer with it is connected to the first inputs of the second estimation unit and the calculator of errors of flight-navigation parameters, the third output of the flight-navigation computer is connected to the first input of the third block of estimation and the second input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the fourth output of the flight-navigation computer is connected to the third input of the calculator of errors flight-navigation parameters, the sixth output of the flight-navigation computer is connected to the second input of the second evaluation unit and the fourth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the seventh output of the flight-navigation computer is connected to the second input of the third block of estimation and the fifth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters , the eighth output of the flight-navigation calculator is connected to the sixth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the first and second outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected respectively, with the third and fourth inputs of the first estimation unit, the third and fourth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected, respectively, with the third and fourth inputs of the second block of estimation, the fifth and sixth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected, respectively, with the third and fourth inputs of the third the evaluation unit, the outputs of the first, second and third evaluation units are, respectively, the first, second and third outputs of the device.

Устройство, отличающееся тем, что пилотажно-навигационный вычислитель включает первый, второй и третий вычислители матрицы направляющих косинусов, первый и второй вычислители скоростей, первый и второй вычислители параметров ориентации, первый и второй вычислители координат, первый и второй вычислители угловых скоростей, причем первый вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом первого вычислителя скоростей, второй вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом второго вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход которого через первый вычислитель параметров ориентации соединен с первым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, третий вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом первого вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход которого соединен со вторым входом второго вычислителя матрицы направляющих косинусов, четвертым входом первого вычислителя скоростей и четвертым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, четвертый вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом второго вычислителя скоростей, пятый вход пилотажно-навигационного вычислителя соединен с первым входом третьего вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход которого соединен с четвертым входом второго вычислителя скоростей, восьмым выходом пилотажно-навигационного вычислителя и через второй вычислитель параметров ориентации соединен с пятым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход первого вычислителя скоростей соединен с входом первого вычислителя координат и со вторым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход первого вычислителя координат соединен со вторым входом первого вычислителя скоростей, с третьим выходом пилотажно-навигационного вычислителя и с входом первого вычислителя угловых скоростей, выход которого соединен с третьим входом первого вычислителя скоростей и вторым входом первого вычислителя матрицы направляющих косинусов, выход второго вычислителя скоростей соединен с входом второго вычислителя координат и шестым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход второго вычислителя координат соединен со вторым входом второго вычислителя скоростей, входом второго вычислителя угловых скоростей и седьмым выходом пилотажно-навигационного вычислителя, выход второго вычислителя угловых скоростей соединен с третьим входом второго вычислителя скоростей и вторым входом третьего вычислителя матрицы направляющих косинусов.The device, characterized in that the flight-navigation computer includes the first, second and third calculators of the direction cosine matrix, the first and second calculators of velocities, the first and second calculators of orientation parameters, the first and second calculators of coordinates, the first and second calculators of angular velocities, the first input the flight-navigation computer is connected to the first input of the first flight-speed computer, the second input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the second calculator of the direction cosine matrix, the output of which through the first computer of orientation parameters is connected to the first output of the flight-navigation computer, the third input of the flight-navigation computer connected to the first input of the first calculator of the direction cosine matrix, the output of which is connected to the second input of the second calculator of the direction cosine matrix, the fourth input of the first calculator of velocities and the fourth output of the flight-navigation you numerator, the fourth input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the second speed computer, the fifth input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the third calculator of the direction cosine matrix, the output of which is connected to the fourth input of the second speed computer, the eighth output of the flight-navigation computer and through the second calculator of orientation parameters is connected to the fifth output of the flight-navigation computer, the output of the first calculator of speeds is connected to the input of the first calculator of coordinates and to the second output of the flight-navigation computer, the output of the first calculator of coordinates is connected to the second input of the first computer of speeds, to the third output of the flight-navigation calculator and with the input of the first calculator of angular velocities, the output of which is connected to the third input of the first calculator of velocities and the second input of the first calculator of the direction cosine matrix, the output of the second calculator of velocities with is connected to the input of the second coordinate calculator and the sixth output of the flight-navigation computer, the output of the second coordinate computer is connected to the second input of the second speed computer, the input of the second angular velocity computer and the seventh output of the flight-navigation computer, the output of the second angular velocity computer is connected to the third input of the second computer velocities and the second input of the third calculator of the matrix of direction cosines.

Устройство, отличающееся тем, что вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров включает первый и второй вычислители матрицы состояния, первый и второй вычислитель матрицы возмущения, первый и второй вычислители ковариационной матрицы ошибок, причем первый, второй, третий, седьмой и девятый входы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены с первым - пятым входами первого вычислителя матрицы состояния, выход которого соединен с первым входом первого вычислителя ковариационной матрицы ошибок, выход первого вычислителя матрицы возмущения соединен со вторым входом первого вычислителя ковариационной матрицы ошибок, первый, второй и третий выходы которого соединены с первым, третьим и пятым выходами вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соответственно, четвертый, пятый, шестой, восьмой и десятый входы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соединены с первым - пятым входами второго вычислителя матрицы состояния, выход которого соединен с первым входом второго вычислителя ковариационной матрицы ошибок, выход второго вычислителя матрицы возмущения соединен со вторым входом второго вычислителя ковариационной матрицы ошибок, первый, второй и третий выходы которого соединены со вторым, четвертым и шестым выходами вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров соответственно.The device, characterized in that the calculator of errors of flight-navigation parameters includes the first and second calculators of the state matrix, the first and second calculators of the perturbation matrix, the first and second calculators of the covariance matrix of errors, and the first, second, third, seventh and ninth inputs of the calculator of errors of flight navigation parameters are connected to the first - fifth inputs of the first calculator of the state matrix, the output of which is connected to the first input of the first calculator of the error covariance matrix, the output of the first calculator of the perturbation matrix is connected to the second input of the first calculator of the error covariance matrix, the first, second and third outputs of which are connected to the first , the third and fifth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters, respectively, the fourth, fifth, sixth, eighth and tenth inputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected to the first - fifth inputs of the second calculator of the state matrix the output of which is connected to the first input of the second calculator of the covariance matrix of errors, the output of the second calculator of the perturbation matrix is connected to the second input of the second calculator of the covariance matrix of errors, the first, second and third outputs of which are connected to the second, fourth and sixth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters respectively.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу является следующая совокупность действий:New features with significant differences in the method are the following set of actions:

- осуществляют измерение угловой скорости и ускорения неподвижным относительно корпуса БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, объединенных в дополнительный блок чувствительных элементов, - measurement of angular velocity and acceleration is carried out at a stationary relative to the UAV body with an additional set of angular velocity meters and accelerometers, combined into an additional block of sensitive elements,

- определяют текущих значений навигационных параметров по измеренным значениям ускорения и угловых скоростей дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров,- determine the current values of the navigation parameters by the measured values of acceleration and angular velocities with an additional set of angular velocity meters and accelerometers,

- определяют ориентацию БЛА относительно навигационной системы координат по измеренным значениям угловых скоростей БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров,- determine the orientation of the UAV relative to the navigation coordinate system by the measured values of the angular velocities of the UAV with an additional set of angular velocity meters and accelerometers,

- определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров подвижного блока чувствительных элементов,- determine the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the moving block of sensitive elements,

- определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров дополнительного блока чувствительных элементов, неподвижного относительно корпуса БЛА,- determine the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the additional block of sensitive elements, stationary relative to the UAV body,

- определяют текущее значение пилотажно-навигационных параметров БЛА как взвешенную сумму соответствующих пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний подвижного и неподвижного блоков чувствительных элементов;- determine the current value of the flight and navigation parameters of the UAV as a weighted sum of the corresponding flight and navigation parameters, calculated on the basis of the readings of the moving and stationary blocks of sensitive elements;

- по устройству - наличие в схеме устройства пилотажно-навигационного вычислителя, вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, трех блоков оценки;- by device - the presence in the device diagram of a flight and navigation computer, an error calculator for flight and navigation parameters, three evaluation blocks;

- новые связи между известными и новыми признаками.- new connections between known and new features.

Данные существенные отличительные признаки приводят к появлению новых свойств у заявляемого изобретения, а именно: повышают точность определения пилотажно-навигационных параметров БЛА.These essential distinctive features lead to the emergence of new properties in the claimed invention, namely: they increase the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the UAV.

Краткое описание чертежейBrief Description of Drawings

Предполагаемое изобретение поясняется чертежами, изображенными на фигурах 1 - 3.The alleged invention is illustrated by the drawings shown in Figures 1 to 3.

На фиг. 1 изображена блок-схема устройства для инерциальной навигации БЛА. Данное устройство состоит из следующих блоков:FIG. 1 shows a block diagram of a device for inertial navigation of a UAV. This device consists of the following blocks:

1 - первый блок чувствительных элементов;1 - the first block of sensitive elements;

2 - второй блок чувствительных элементов;2 - the second block of sensitive elements;

3 - первый акселерометр;3 - the first accelerometer;

4 - второй акселерометр;4 - second accelerometer;

5 - третий акселерометр;5 - third accelerometer;

6 - первый датчик угла;6 - the first angle sensor;

7 - второй датчик угла;7 - second angle sensor;

8 - третий датчик угла;8 - third angle sensor;

9 - первый измеритель угловой скорости;9 - the first measuring instrument of the angular velocity;

10 - второй измеритель угловой скорости;10 - second measuring instrument of angular velocity;

11 - третий измеритель угловой скорости;11 - third angular velocity meter;

12 - четвертый акселерометр;12 - fourth accelerometer;

13 - пятый акселерометр;13 - the fifth accelerometer;

14 - шестой акселерометр;14 - sixth accelerometer;

15 - четвертый измеритель угловой скорости;15 - fourth angular velocity meter;

16 - пятый измеритель угловой скорости;16 - fifth angular velocity meter;

17 - шестой измеритель угловой скорости;17 - sixth angular velocity meter;

18 - поворотное устройство;18 - rotary device;

19 - пилотажно-навигационный вычислитель;19 - flight and navigation computer;

20 - вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров;20 - calculator of errors of flight and navigation parameters;

21 - первый блок оценки;21 - the first block of assessment;

22 - второй блок оценки;22 - the second block of assessment;

23 - третий блок оценки.23 - the third block of assessment.

На фиг. 2 изображена блок-схема пилотажно-навигационного вычислителя, который содержит:FIG. 2 shows a block diagram of a flight-navigation computer, which contains:

24 - первый вычислитель матрицы направляющих косинусов; 24 - the first calculator of the matrix of direction cosines;

25 - второй вычислитель матрицы направляющих косинусов; 25 - the second calculator of the matrix of direction cosines;

26 - первый вычислитель скоростей; 26 - the first calculator of speeds;

27 - первый вычислитель координат; 27 - the first calculator of coordinates;

28 - первый вычислитель угловых скоростей; 28 - the first calculator of angular velocities;

29 - первый вычислитель параметров ориентации; 29 - the first calculator of orientation parameters;

30 - третий вычислитель матрицы направляющих косинусов; 30 - the third calculator of the matrix of direction cosines;

31 - второй вычислитель скоростей; 31 - the second calculator of speeds;

32 - второй вычислитель координат; 32 - the second calculator of coordinates;

33 - второй вычислитель угловых скоростей; 33 - second calculator of angular velocities;

34 - второй вычислитель параметров ориентации.34 - second calculator of orientation parameters.

На фиг. 3 изображена блок-схема вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров, который содержит:FIG. 3 shows a block diagram of the calculator of errors of flight and navigation parameters, which contains:

35 - первый вычислитель матрицы состояния; 35 - the first calculator of the state matrix;

36 - первый вычислитель матрицы возмущения; 36 - the first calculator of the perturbation matrix;

37 - первый вычислитель ковариационной матрицы ошибок; 37 - the first calculator of the error covariance matrix;

38 - второй вычислитель матрицы состояния; 38 - the second calculator of the state matrix;

39 - второй вычислитель матрицы возмущения; 39 - the second calculator of the perturbation matrix;

40 - второй вычислитель ковариационной матрицы ошибок.40 - the second calculator of the error covariance matrix.

Описание реализации изобретенияDescription of the implementation of the invention

В состав устройства входят первый и второй блок чувствительных элементов 1 и 2, первый - третий акселерометры 3 - 5 и четвертый - шестой акселерометры 12 - 14, первый - третий датчики угла 6 - 8, первый - третий измерители угловой скорости 9 - 11 и четвертый - шестой измерители угловой скорости 15 - 17, поворотное устройство 18, пилотажно-навигационный вычислитель 19, вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20, первый - третий блоки оценки 21 - 23. Выходы первого, второго и третьего акселерометров 3. 4, 5 соединены с первым входом пилотажно-навигационного вычислителя 19 и седьмым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Выходы первого, второго и третьего датчика угла 6, 7, 8 соединены со вторым входом пилотажно-навигационный вычислителя 19. Выходы первого, второго и третьего измерителей угловой скорости 9, 10, 11 соединены с третьим входом пилотажно-навигационного вычислителя 19 и девятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Выходы четвертого, пятого и шестого акселерометров 12, 13, 14 соединены с четвертым входом пилотажно-навигационного вычислителя 19 и восьмым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Выходы четвертого, пятого и шестого измерителей угловой скорости 15, 16, 17 соединены с пятым входом пилотажно-навигационного вычислителя 19 и десятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Первый и пятый выходы пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединены соответственно с первым и вторым входами первого блока оценки 21. Второй выход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с первыми входами второго блока оценки 22 и вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Третий выход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с первым входом третьего блока оценки 23 и вторым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Четвертый выход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с третьим входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Шестой выход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен со вторым входом второго блока оценки 22 и четвертым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Седьмой выход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен со вторым входом третьего блока оценки 23 и пятым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Восьмой выход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с шестым входом вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Первый и второй выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20 соединены соответственно с третьим и четвертым входами первого блока оценки 21. Третий и четвертый выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20 соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго блока оценки 22. Пятый и шестой выходы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20 соединены соответственно с третьим и четвертым входами третьего блока оценки 23. Выходы первого, второго и третьего блоков оценки 21, 22, 23 являются соответственно первым, вторым и третьим выходами устройства.The device includes the first and second block of sensing elements 1 and 2, the first is the third accelerometers 3 - 5 and the fourth is the sixth accelerometers 12 - 14, the first is the third angle sensors 6 - 8, the first is the third angular velocity meters 9 - 11 and the fourth - sixth angular velocity meters 15 - 17, rotary device 18, flight and navigation computer 19, calculator of errors in flight and navigation parameters 20, first - third evaluation units 21 - 23. Outputs of the first, second and third accelerometers 3.4, 5 are connected to the first input of the flight-navigation computer 19 and the seventh input of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20. The outputs of the first, second and third angle sensors 6, 7, 8 are connected to the second input of the flight-navigation computer 19. Outputs of the first, second and third angular velocity meters 9, 10, 11 are connected to the third input of the flight-navigation computer 19 and the ninth input of the flight-navigation error calculator parameters 20. Outputs of the fourth, fifth and sixth accelerometers 12, 13, 14 are connected to the fourth input of the flight-navigation computer 19 and the eighth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20. Outputs of the fourth, fifth and sixth angular velocity meters 15, 16, 17 connected to the fifth input of the flight-navigation computer 19 and the tenth input of the error calculator of flight-navigation parameters 20. The first and fifth outputs of the flight-navigation computer 19 are connected, respectively, to the first and second inputs of the first evaluation unit 21. The second output of the flight-navigation computer 19 is connected to the first inputs of the second evaluation unit 22 and the calculator of errors of flight-navigation parameters 20. The third output of the flight-navigation computer 19 is connected to the first input of the third block of estimation 23 and the second input of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20. The fourth output of the flight-navigation computer 19 is connected to the third input of the error calculator of flight-navigation parameters 20. The sixth output of the flight-navigation computer 19 is connected to the second input of the second evaluation unit 22 and the fourth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20. The seventh output of the flight-navigation computer 19 is connected to the second input the third evaluation unit 23 and the fifth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20. The eighth output of the flight-navigation computer 19 is connected to the sixth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20. The first and second outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20 are connected respectively to the third and fourth inputs of the first evaluation unit 21. The third and fourth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20 are connected, respectively, with the third and fourth inputs of the second unit of assessment 22. The fifth and sixth outputs of the calculator of errors of flight-n aviation parameters 20 are connected respectively to the third and fourth inputs of the third evaluation unit 23. Outputs of the first, second and third evaluation units 21, 22, 23 are respectively the first, second and third outputs of the device.

Первый блок чувствительных элементов 1 состоит из первого, второго и третьего акселерометров 3, 4, 5, первого, второго и третьего датчиков угла 6, 7, 8, первого, второго, третьего измерителей угловой скорости 9, 10, 11 и закреплен на поворотном устройстве 18.The first block of sensing elements 1 consists of the first, second and third accelerometers 3, 4, 5, the first, second and third angle sensors 6, 7, 8, the first, second, third angular velocity meters 9, 10, 11 and is fixed on the rotary device eighteen.

Поворотное устройство 18 известно [3] и представляют собой карданный узел, предназначенный для поворота первого блока чувствительных элементов 1 относительно связанных осей БЛА. На осях поворотного устройства 18 расположены датчики угла 6, 7 и 8, позволяющие измерить углы Эйлера-Крылова [3], определяющие ориентацию первого блока чувствительных элементов 1 относительно связанной с БЛА системы координат.The rotary device 18 is known [3] and is a gimbal unit designed to rotate the first block of sensing elements 1 relative to the connected axes of the UAV. Angle sensors 6, 7 and 8 are located on the axes of the rotary device 18, which make it possible to measure the Euler-Krylov angles [3], which determine the orientation of the first block of sensitive elements 1 relative to the coordinate system associated with the UAV.

Второй блок чувствительных элементов 2 состоит из четвертого, пятого, шестого акселерометров 12, 13, 14 и четвертого, пятого, шестого измерителей угловой скорости 15, 16, 17 и закреплен на борту БЛА.The second block of sensitive elements 2 consists of the fourth, fifth, sixth accelerometers 12, 13, 14 and the fourth, fifth, sixth angular velocity meters 15, 16, 17 and is fixed on board the UAV.

Измерители угловой скорости и акселерометры каждого из блоков чувствительных элементов 1 и 2 представляют собой ортогональные тройки измерителей.The angular velocity meters and accelerometers of each of the sensor units 1 and 2 are orthogonal triplets of meters.

Пилотажно-навигационный вычислитель 19 состоит из первого, второго и третьего вычислителей матрицы направляющих косинусов 24, 25, 30, первого и второго вычислителей скоростей 26 и 31, первого и второго вычислителей параметров ориентации 29 и 34, первого и второго вычислителей координат 27 и 32, первого и второго вычислителей угловых скоростей 28 и 33. Первый вход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с первым входом первого вычислителя скоростей 26. Второй вход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с первым входом второго вычислителя матрицы направляющих косинусов 25, выход которого через первый вычислитель параметров ориентации 29 соединен с первым выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19. Третий вход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с первым входом первого вычислителя матрицы направляющих косинусов 24, выход которого соединен со вторым входом второго вычислителя матрицы направляющих косинусов 25, четвертым входом первого вычислителя скоростей 26 и четвертым выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19. Четвертый вход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с первым входом второго вычислителя скоростей 31. Пятый вход пилотажно-навигационного вычислителя 19 соединен с первым входом третьего вычислителя матрицы направляющих косинусов 30, выход которого соединен с четвертым входом второго вычислителя скоростей 31, восьмым выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19 и через второй вычислитель параметров ориентации 34 соединен с пятым выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19. Выход первого вычислителя скоростей 26 соединен с входом первого вычислителя координат 27 и со вторым выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19. Выход первого вычислителя координат 27 соединен со вторым входом первого вычислителя скоростей 26, с третьим выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19 и с входом первого вычислителя угловых скоростей 28, выход которого соединен с третьим входом первого вычислителя скоростей 26 и вторым входом первого вычислителя матрицы направляющих косинусов 24. Выход второго вычислителя скоростей 31 соединен с входом второго вычислителя координат 32 и шестым выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19. Выход второго вычислителя координат 32 соединен со вторым входом второго вычислителя скоростей 31, входом второго вычислителя угловых скоростей 33 и седьмым выходом пилотажно-навигационного вычислителя 19. Выход второго вычислителя угловых скоростей 33 соединен с третьим входом второго вычислителя скоростей 31 и вторым входом третьего вычислителя матрицы направляющих косинусов 30.Flight-navigation computer 19 consists of the first, second and third calculators of the matrix of direction cosines 24, 25, 30, the first and second calculators of velocities 26 and 31, the first and second calculators of orientation parameters 29 and 34, the first and second calculators of coordinates 27 and 32, the first and second calculators of angular velocities 28 and 33. The first input of the flight-navigation computer 19 is connected to the first input of the first calculator of speeds 26. The second input of the flight-navigation computer 19 is connected to the first input of the second calculator of the matrix of direction cosines 25, the output of which is through the first calculator of parameters orientation 29 is connected to the first output of the flight-navigation computer 19. The third input of the flight-navigation computer 19 is connected to the first input of the first calculator of the direction cosine matrix 24, the output of which is connected to the second input of the second calculator of the direction cosine matrix 25, the fourth input of the first speed calculator tei 26 and the fourth output of the flight-navigation computer 19. The fourth input of the flight-navigation computer 19 is connected to the first input of the second speed computer 31. The fifth input of the flight-navigation computer 19 is connected to the first input of the third calculator of the direction cosine matrix 30, the output of which is connected to the fourth the input of the second calculator of speeds 31, the eighth output of the flight-navigation computer 19 and through the second computer of orientation parameters 34 is connected to the fifth output of the flight-navigation computer 19. The output of the first computer of speeds 26 is connected to the input of the first computer of coordinates 27 and to the second output of the flight-navigation computer 19. The output of the first coordinate calculator 27 is connected to the second input of the first speed computer 26, to the third output of the flight-navigation computer 19 and to the input of the first angular velocity computer 28, the output of which is connected to the third input of the first speed computer 26 and the second input of the first calculator of the direction cosine matrix 24. The output of the second calculator of velocities 31 is connected to the input of the second calculator of coordinates 32 and the sixth output of the flight-navigation computer 19. The output of the second calculator of coordinates 32 is connected to the second input of the second calculator of velocities 31, the input of the second calculator of angular velocities 33 and the seventh output of the flight-navigation computer 19. The output of the second calculator of angular velocities 33 is connected to the third input of the second computer of speeds 31 and the second input of the third calculator of the matrix of direction cosines 30.

Пилотажно-навигационный вычислитель 19 предназначен для вычисления пилотажно-навигационных параметров БЛА на основании показаний акселерометров и измерителей угловой скорости.Flight and navigation computer 19 is designed to calculate the flight and navigation parameters of a UAV based on the readings of accelerometers and angular velocity meters.

Вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20 включает первый и второй вычислители матрицы состояния 35 и 38, первый и второй вычислитель матрицы возмущения 36 и 39, первый и второй вычислители ковариационной матрицы ошибок 37 и 40. Первый, второй, третий, седьмой и девятый входы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20 соединены с первым - пятым входами первого вычислителя матрицы состояния 35, выход которого соединен с первым входом первого вычислителя ковариационной матрицы ошибок 37. Выход первого вычислителя матрицы возмущения 36 соединен со вторым входом первого вычислителя ковариационной матрицы ошибок 37 первый, второй и третий выходы которого соединены с первым, третьим и пятым выходами вычислителя ковариационной матрицы ошибок 20 соответственно. Четвертый, пятый, шестой, восьмой и десятый входы вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20 соединены с первым - пятым входами второго вычислителя матрицы состояния 38, выход которого соединен с первым входом второго вычислителя ковариационной матрицы ошибок 40. Выход второго вычислителя матрицы возмущения 39 соединен со вторым входом второго вычислителя ковариационной матрицы ошибок 40, первый, второй и третий выходы которого соединены со вторым, четвертым и шестым выходами вычислителя ковариационной матрицы ошибок 20 соответственно.The calculator of errors of flight-navigation parameters 20 includes the first and second calculators of the state matrix 35 and 38, the first and second calculators of the perturbation matrix 36 and 39, the first and second calculators of the covariance matrix of errors 37 and 40. The first, second, third, seventh and ninth inputs of the calculator errors of flight and navigation parameters 20 are connected to the first - fifth inputs of the first calculator of the state matrix 35, the output of which is connected to the first input of the first calculator of the covariance matrix of errors 37. The output of the first calculator of the perturbation matrix 36 is connected to the second input of the first calculator of the covariance matrix of errors 37 first, second and the third outputs of which are connected to the first, third and fifth outputs of the calculator of the error covariance matrix 20, respectively. The fourth, fifth, sixth, eighth and tenth inputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20 are connected to the first to fifth inputs of the second calculator of the state matrix 38, the output of which is connected to the first input of the second calculator of the covariance matrix of errors 40. The output of the second calculator of the perturbation matrix 39 is connected to the second input of the second calculator of the error covariance matrix 40, the first, second and third outputs of which are connected to the second, fourth and sixth outputs of the calculator of the error covariance matrix 20, respectively.

Первый, второй и третий блоки оценки 21, 22, 23 представляют собой вычислительные устройства, осуществляющие взвешенную аддитивную оценку пилотажно-навигационных параметров БЛА.The first, second and third estimation blocks 21, 22, 23 are computing devices that perform a weighted additive estimation of the UAV's flight and navigation parameters.

Выходы первого блока оценки 21 несут информацию об углах ориентации БЛА, а именно о тангаже ϑ, крене γ и курсе ψ.The outputs of the first block of assessment 21 carry information about the angles of orientation of the UAV, namely, the pitch ϑ, the roll γ and the heading ψ.

Выходы второго блока оценки 22 несут информацию о земных скоростях V_X, V_Y и V_Z БЛА.The outputs of the second evaluation unit 22 carry information about the terrestrial velocities V _X , V _Y and V _{Z of the} UAV.

Выходы третьего блока оценки 23 несут информацию о широте ϕ, долготе λ, высоте

, азимутальном угле ε БЛА.The outputs of the third evaluation block 23 carry information about latitude ϕ, longitude λ, altitude

, azimuthal angle ε of the UAV.

Сущность способа инерциальной навигации БЛА заключается в следующем.The essence of the UAV inertial navigation method is as follows.

Измерители угловой скорости и акселерометры каждого из блоков чувствительных элементов 1 и 2 определяют соответствующие параметры, а именно проекции угловой скорости и ускорения на соответствующие оси чувствительности. Angular velocity meters and accelerometers of each of the blocks of sensitive elements 1 and 2 determine the corresponding parameters, namely the projection of the angular velocity and acceleration on the corresponding axis of sensitivity.

Показания первого, второго и третьего акселерометров 3, 4 и 5 в векторно-матричной форме:Readings of the first, second and third accelerometers 3, 4 and 5 in vector-matrix form:

где

- показания соответственно первого, второго и третьего акселерометров 3, 4 и 5;Where

- readings, respectively, of the first, second and third accelerometers 3, 4 and 5;

- ортогональная система координат, связанная с первым блоком чувствительных элементов 1.

- orthogonal coordinate system associated with the first block of sensitive elements 1.

Показания первого, второго и третьего измерителей угловой скорости 9, 10 и 11 в векторно-матричной форме:Readings of the first, second and third angular velocity meters 9, 10 and 11 in vector-matrix form:

где

- проекции абсолютной угловой скорости системы координат, связанной с первым блоком чувствительных элементов 1 (показания соответственно первого, второго и третьего измерителей угловой скорости 9, 10 и 11).Where

- the projection of the absolute angular velocity of the coordinate system associated with the first block of sensitive elements 1 (readings, respectively, of the first, second and third angular velocity meters 9, 10 and 11).

Показания четвертого, пятого и шестого акселерометров 12, 13 и 14 в векторно-матричной форме:Readings of the fourth, fifth and sixth accelerometers 12, 13 and 14 in vector-matrix form:

где

- показания соответственно четвертого, пятого и шестого акселерометров 12, 13 и 14;Where

- readings, respectively, of the fourth, fifth and sixth accelerometers 12, 13 and 14;

- ортогональная система координат связанная со вторым блоком чувствительных элементов 2.

- orthogonal coordinate system associated with the second block of sensitive elements 2.

Показания четвертого, пятого и шестого измерителей угловой скорости 15, 16 и 17 в векторно-матричной форме:Readings of the fourth, fifth and sixth angular velocity meters 15, 16 and 17 in vector-matrix form:

где

- проекции абсолютной угловой скорости системы координат, связанной со вторым блоком чувствительных элементов 2 (показания соответственно четвертого, пятого и шестого измерителей угловой скорости 15, 16 и 17).Where

- the projection of the absolute angular velocity of the coordinate system associated with the second block of sensitive elements 2 (readings, respectively, of the fourth, fifth and sixth angular velocity meters 15, 16 and 17).

По сигналам, поступающим с первого, второго и третьего измерителей угловой скорости 9, 10 и 11 первого блока чувствительных элементов 1 в первом вычислителе матрицы направляющих косинусов (МНК) 24 вычисляется матрица направляющих косинусов перехода из системы координат, связанной с первым блоком чувствительных элементов 1, к навигационной системе координат: The signals coming from the first, second and third angular velocity meters 9, 10 and 11 of the first block of sensitive elements 1 in the first calculator of the direction cosine matrix (LSM) 24 calculates the direction cosine matrix of the transition from the coordinate system associated with the first block of sensitive elements 1, to the navigation coordinate system:

где

- МНК перехода из системы координат, связанной с первым блоком чувствительных элементов 1 к навигационной системе координат;Where

- LSM transition from the coordinate system associated with the first block of sensitive elements 1 to the navigation coordinate system;

- кососимметрическая матрица, составленная из проекций абсолютной угловой скорости системы координат, связанной с первым блоком чувствительных элементов 1, на собственные оси (показания измерителей угловой скорости 9, 10, 11);

- skew-symmetric matrix, composed of the projections of the absolute angular velocity of the coordinate system associated with the first block of sensitive elements 1, on its own axes (readings of the angular velocity meters 9, 10, 11);

- кососимметрическая матрица, составленная из проекций абсолютной угловой скорости навигационной системы координат, на собственные оси.

- a skew-symmetric matrix composed of projections of the absolute angular velocity of the navigation coordinate system onto its own axes.

Соотношение (5) представляет собой обобщенное уравнение Пуассона и определяет ориентацию одной подвижной системы координат относительно другой подвижной системы координат [4].Relation (5) is a generalized Poisson equation and determines the orientation of one moving coordinate system relative to another moving coordinate system [4].

Ориентация БЛА определяется на основании информации о:UAV orientation is determined based on information about:

а) ориентации первого блока чувствительных элементов 1 относительно навигационной системы координат;a) orientation of the first block of sensitive elements 1 relative to the navigation coordinate system;

б) ориентации первого блока чувствительных элементов 1 относительно корпуса БЛА.b) orientation of the first block of sensitive elements 1 relative to the UAV body.

Ориентация первого блока чувствительных элементов 1 относительно навигационной системы координат определяется МНК A¹ и вычисляются в блоке 24 на основании соотношения (5).The orientation of the first block of sensitive elements 1 relative to the navigation coordinate system is determined by the LSM A ¹ and is calculated in block 24 based on relation (5).

Ориентация первого блока чувствительных элементов 1 относительно корпуса БЛА измеряется датчиками углов 6, 7, 8.The orientation of the first block of sensitive elements 1 relative to the UAV body is measured by angle sensors 6, 7, 8.

По сигналам, поступающим с датчиков углов 6, 7 и 8 в блоке 25 вычисляются элементы МНК перехода из системы координат связанной с первым блоком чувствительных элементов 1 с БЛА системе координат:According to the signals coming from the sensors of angles 6, 7 and 8 in block 25, the elements of the LSM of the transition from the coordinate system associated with the first block of sensitive elements 1 with the UAV coordinate system are calculated:

где

- углы поворота первого блока чувствительных элементов относительно корпуса БЛА.Where

- angles of rotation of the first block of sensitive elements relative to the UAV body.

Для определения углов ориентации БЛА необходимо определить МНК перехода от связанной с БЛА системы координат к навигационной системе координат:To determine the orientation angles of the UAV, it is necessary to determine the LSM of the transition from the coordinate system associated with the UAV to the navigation coordinate system:

где Т - знак транспонирования матрицы.where T is the sign of the matrix transposition.

По элементам

матрицы D в блоке 29 вычисляются углы ориентации БЛА - курс ψ, крен γ, тангаж ϑ:By elements

of matrix D in block 29, the UAV orientation angles are calculated - heading ψ, roll γ, pitch ϑ:

Информация об углах ориентации БЛА по ступает на первый выход пилотажно-навигационного вычислителя 19.Information about the angles of orientation of the UAV arrives at the first exit of the flight-navigation computer 19.

По сигналам, поступающим с акселерометров 3, 4, 5 в первом вычислителе скоростей 26 определяются составляющие земной скорости:The signals from accelerometers 3, 4, 5 in the first speed computer 26 determine the components of the earth's speed:

где

- составляющие относительной угловой скорости навигационной системы координат;Where

- components of the relative angular velocity of the navigation coordinate system;

- проекции угловой скорости Земли на оси навигационной системы координат;

- projections of the Earth's angular velocity on the axis of the navigation coordinate system;

- барометрическая высота;

- barometric altitude;

- большая полуось земного эллипсоида;

- semi-major axis of the earth's ellipsoid;

- ускорение силы тяжести на экваторе;

- acceleration of gravity at the equator;

- коэффициент обратной связи, обеспечивающий устойчивость канала вертикальной скорости по ошибкам;

- feedback coefficient, ensuring the stability of the vertical speed channel in terms of errors;

k - коэффициент, характеризующий изменение силы тяжести в зависимости от широты.k - coefficient characterizing the change in gravity depending on latitude.

По сигналам, поступающим с первого вычислителя скоростей 26 в первом вычислителе координат 27 определяются географические координаты местоположения БЛА:According to the signals coming from the first speed computer 26 in the first coordinate computer 27, the geographic coordinates of the UAV location are determined:

где ϕ, λ - соответственно географическая широта и долгота местоположения БЛА;where ϕ, λ are the geographic latitude and longitude of the UAV location, respectively;

ε - азимутальный угол;ε - azimuth angle;

- радиус кривизны сечения эллипсоида меридиональной плоскостью;

- radius of curvature of the ellipsoid section by the meridional plane;

- радиус кривизны сечения эллипсоида плоскостью, приходящей через геодезическую вертикаль места и ортогональную меридиану (радиус кривизны первого вертикала).

- the radius of curvature of the section of the ellipsoid by the plane coming through the geodesic vertical of the place and the orthogonal meridian (radius of curvature of the first vertical).

В первом вычислителе угловых скоростей 28 определяются проекции относительных, переносных и абсолютных угловых скоростей навигационной системы координат на собственные оси:In the first calculator of angular velocities 28, the projections of the relative, translational and absolute angular velocities of the navigation coordinate system on their own axes are determined:

На первом-четвертом выходах пилотажно-навигационного вычислителя 19 формируются данные о пилотажно-навигационных параметрах на основании ускорения и угловой скорости БЛА, поступающих с первого блока чувствительных элементов 1 - пилотажно-навигационные параметры инерциально-навигационной системы с управляемым блоком чувствительных элементов (УИНС).At the first to fourth outputs of the flight-navigation computer 19, data on the flight-navigation parameters are generated based on the acceleration and angular velocity of the UAV coming from the first block of sensitive elements 1 - the flight-navigation parameters of an inertial navigation system with a controlled block of sensitive elements (UINS).

Аналогично по сигналам об ускорениях и угловых скоростях, поступающих со второго блока чувствительных элементов 2 вычисляются пилотажно-навигационные параметры БЛА - пилотажно-навигационные параметры бесплатформенной инерциально-навигационной системы (БИНС).Similarly, according to the signals about accelerations and angular velocities coming from the second block of sensitive elements 2, the flight and navigation parameters of the UAV are calculated - the flight and navigation parameters of the strapdown inertial navigation system (SINS).

В третьем вычислителе матрицы направляющих косинусов 30, на основании соотношений, аналогичных соотношениям (5), определяется МНК перехода из системы координат связанной с БЛА к навигационной системе координат.In the third calculator of the matrix of direction cosines 30, on the basis of relations similar to relations (5), the LSM of the transition from the coordinate system associated with the UAV to the navigation coordinate system is determined.

Во втором вычислителе параметров ориентации 34 на основании соотношений, аналогичных соотношениям (8), определяются углы ориентации БЛА, которые поступают на пятый выход пилотажно-навигационного вычислителя 19.In the second calculator of attitude parameters 34, on the basis of relations similar to relations (8), the angles of orientation of the UAV are determined, which are fed to the fifth output of the flight-navigation computer 19.

Во втором вычислителе скоростей 31 на основании соотношений, аналогичных соотношениям (9), вычисляются земные скорости БЛА, которые поступают на шестой выход пилотажно-навигационного вычислителя 19.In the second calculator of velocities 31, based on relations similar to those in (9), the ground speeds of the UAV are calculated, which are fed to the sixth output of the flight-navigation computer 19.

Во втором вычислителе координат 32 на основании соотношений, аналогичных соотношениям (10), вычисляются координаты БЛА, которые поступают на седьмой выход пилотажно-навигационного вычислителя 19.In the second coordinate calculator 32, based on relations similar to relations (10), the coordinates of the UAV are calculated, which are fed to the seventh output of the flight-navigation computer 19.

Во втором вычислителе угловых скоростей 33 на основании соотношений, аналогичных соотношениям (11), определяются относительные, переносные и абсолютные угловые скорости навигационной системы координат.In the second calculator of angular velocities 33 on the basis of relations similar to those of (11), the relative, portable and absolute angular velocities of the navigation coordinate system are determined.

Таким образом, на первом и пятом, втором и шестом, третьем и седьмом выходах пилотажно-навигационного вычислителя формируется однотипные данные о соответственно углах ориентации, скоростях и координатах БЛА.Thus, at the first and fifth, second and sixth, third and seventh outputs of the flight-navigation computer, the same type of data is formed about the orientation angles, velocities and coordinates of the UAV, respectively.

Однотипные данные имеют различную точность. Это обусловлено тем, что первый блок чувствительных элементов 1 вращается в пространстве для обеспечения автономной компенсации погрешностей, а второй блок чувствительных элементов 2 неподвижен относительно корпуса БЛА.Data of the same type have different accuracy. This is due to the fact that the first block of sensitive elements 1 rotates in space to provide autonomous compensation of errors, and the second block of sensitive elements 2 is stationary relative to the UAV body.

Однотипные данные поступают на соответствующие блоки оценки, где осуществляется аддитивная взвешенная оценка пилотажно-навигационных параметров. Оценка осуществляется, на основании точностных характеристик, а именно дисперсий ошибок определения пилотажно-навигационных параметров.Data of the same type are sent to the corresponding evaluation blocks, where an additive weighted estimate of the flight and navigation parameters is carried out. The assessment is carried out on the basis of the accuracy characteristics, namely the variances of errors in determining the flight and navigation parameters.

Дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров вычисляются в вычислителе погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.The variances of errors in the determination of flight and navigation parameters are calculated in the calculator of errors in flight and navigation parameters 20.

Матричное дифференциальное уравнение, характеризующее динамику изменения ошибок, вычисленных по информации первого блока чувствительных элементов 1, с течением времени автономной работы, представим в следующем виде [5]:The matrix differential equation characterizing the dynamics of changes in errors calculated from the information of the first block of sensitive elements 1, over time of autonomous operation, can be represented in the following form [5]:

где: P₁ - ковариационная матрица ошибок УИНС;where: P ₁ - covariance matrix of UINS errors;

F₁ - матрица состояния ошибок УИНС;F ₁ - matrix of error state of the UINS;

G₁ - матрица возмущений УИНС.G ₁ - matrix of perturbations of the UINS.

Матричное дифференциальное уравнение, характеризующее динамику изменения ошибок, вычисленных по информации второго блока чувствительных элементов 2, с течением времени автономной работы, представим в следующем виде [5]:The matrix differential equation characterizing the dynamics of changes in errors calculated from the information of the second block of sensitive elements 2, over time of autonomous operation, is presented in the following form [5]:

где: P₂ - ковариационная матрица ошибок БИНС;where: P ₂ - SINS error covariance matrix;

F₂ - матрица состояния ошибок БИНС;F ₂ - SINS error status matrix;

G₂ - матрица возмущений БИНС.G ₂ - SINS perturbation matrix.

Элементы матриц F₁ и F₂ получаются из уравнений функционирования систем путем варьирования соответствующих идеальных соотношений. Полученные таким образом соотношения в вариациях представляют собой линейные уравнения первого приближения относительно входных возмущений системы.Elements of matrices F ₁ and F ₂ are obtained from the equations of functioning of systems by varying the corresponding ideal relations. The variational relations obtained in this way are linear equations of the first approximation with respect to the input disturbances of the system.

Элементы матриц F₁ вычисляются в первом вычислителе матрицы состояния 35 вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.The elements of the matrices F ₁ are calculated in the first calculator of the state matrix 35 of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20.

Элементы матриц F₂ вычисляются во втором вычислителе матрицы состояния 38 вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.The elements of the matrices F ₂ are calculated in the second calculator of the state matrix 38 of the calculator of errors of flight and navigation parameters 20.

Элементы матриц G₁ и G₂ определяются интенсивностью возмущающих воздействий измерителей угловой скорости и акселерометров.The elements of the G ₁ and G ₂ matrices are determined by the intensity of the disturbing effects of the angular velocity meters and accelerometers.

Элементы матриц G₁ вычисляются в первом вычислителе матрицы возмущения 36 вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.The elements of the matrices G ₁ are calculated in the first calculator of the perturbation matrix 36 of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20.

Элементы матриц G₂ вычисляются во втором вычислителе матрицы возмущения 39 вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.The elements of the matrices G ₂ are calculated in the second calculator of the perturbation matrix 39 of the calculator of errors of flight-navigation parameters 20.

В первом вычислителе ковариационной матрицы ошибок 37, на основании соотношения (12), вычисляется ковариационная матрица ошибок УИНС P₁. Диагональные элементы данной матрицы представляют собой дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров УИНС. Данная информация является выходной для первого вычислителя ковариационной матрицы ошибок 37 и соответственно вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.In the first calculator of the covariance matrix of errors 37, based on relation (12), the covariance matrix of errors of the UINS P _{1 is} calculated. The diagonal elements of this matrix represent the variances of errors in determining the flight and navigation parameters of the UINS. This information is output for the first calculator of the covariance matrix of errors 37 and, accordingly, the calculator of errors of flight and navigation parameters 20.

Во втором вычислителе ковариационной матрицы ошибок 40, на основании соотношения 13, вычисляется ковариационная матрица ошибок БИНС P₂. Диагональные элементы данной матрицы представляют собой дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров БИНС. Данная информация является выходной для второго вычислителя ковариационной матрицы ошибок 40 и соответственно вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.In the second calculator of the error covariance matrix 40, based on relation 13, the SINS error covariance matrix P _{2 is} calculated. The diagonal elements of this matrix represent the variances of errors in determining the flight-navigation parameters of the SINS. This information is output for the second calculator of the covariance matrix of errors 40 and, accordingly, the calculator of errors of flight-navigation parameters 20.

Информация о дисперсиях ошибок определения пилотажно-навигационных параметров используется в блоках оценки 21, 22 и 23 для определения пилотажно-навигационных параметров.Information about the variances of errors in determining the flight and navigation parameters is used in the evaluation units 21, 22 and 23 to determine the flight and navigation parameters.

В первый блок оценки 21 из пилотажно-навигационного вычислителя 19 поступает дублированная информация об ориентации БЛА на основании информации с первого блока чувствительных элементов 1 второго блока чувствительных элементов 2.The first evaluation unit 21 from the flight-navigation computer 19 receives duplicated information about the UAV orientation based on information from the first block of sensitive elements 1 of the second block of sensitive elements 2.

На первый вход первого блока оценки 21 с первого выхода пилотажно-навигационного вычислителя 19 поступают сигналы о курсе ψ₁, крене γ₁, тангаже ϑ₁, определенные по сигналам первого блока чувствительных элементов 1.At the first input of the first evaluation unit 21 from the first output of the flight-navigation computer 19, signals about the course ψ ₁ , roll γ ₁ , pitch ϑ _{1 are} received, determined from the signals of the first block of sensitive elements 1.

На второй вход первого блока оценки 21 с пятого выхода пилотажно-навигационного вычислителя 19 поступают сигналы о курсе ψ₂, крене γ₂, тангаже ϑ₂, определенные по сигналам второго блока чувствительных элементов 2.At the second input of the first evaluation unit 21 from the fifth output of the flight-navigation computer 19, signals about the course ψ ₂ , roll γ ₂ , pitch ϑ _{2 are} received, determined from the signals of the second block of sensitive elements 2.

Точностные сигналы однотипных сигналов различны и меняются с течением времени. Это обусловлено тем, что ошибки УИНС обусловлены в основном воздействием динамических погрешностей чувствительных элементов, возникающих при дополнительном вращении блока чувствительных элементов. К динамическим погрешностям чувствительных элементов относятся перекосы осей чувствительности измерителей угловой скорости 9, 10, 11 и ошибки масштабного коэффициента измерителей угловой скорости 9, 10, 11. Перекосы осей чувствительности измерителей угловой скорости 9, 10, 11 приводят к повышению ошибки определения пилотажно-навигационных параметров на начальном этапе функционирования системы. Ошибки определения координат, обусловленные погрешностью масштабных коэффициентов измерителей угловой скорости 9, 10, 11 (в первую очередь азимутального гироскопа), пропорциональны квадрату времени функционирования системы и сильно сказываются при длительном функционировании системы [5]. Ошибки БИНС обусловлены в основном воздействием постоянных и медленноменяющихся погрешностей чувствительных элементов.Accuracy signals of the same type of signals are different and change over time. This is due to the fact that the UINS errors are mainly due to the effect of dynamic errors of the sensitive elements that arise during additional rotation of the sensor unit. The dynamic errors of the sensitive elements include the misalignments of the sensitivity axes of the angular velocity meters 9, 10, 11 and the errors of the scale factor of the angular velocity meters 9, 10, 11. The misalignments of the sensitivity axes of the angular velocity meters 9, 10, 11 lead to an increase in the error in determining the flight and navigation parameters at the initial stage of the system functioning. Errors in determining the coordinates caused by the error of the scale factors of the angular velocity meters 9, 10, 11 (primarily the azimuthal gyroscope) are proportional to the square of the system operation time and strongly affect the long-term operation of the system [5]. SINS errors are mainly due to the effect of constant and slowly varying errors of sensitive elements.

Информация о дисперсиях ошибок определения курса ψ₁, крена γ₁ и тангажа

УИНС поступает на третий вход первого блока оценки 21 с первого выхода вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20. Информация о дисперсиях ошибок определения курса ψ₂, крена γ₂ и тангажа ϑ₂ БИНС поступает на четвертый вход первого блока оценки 21 со второго выхода вычислителя погрешностей пилотажно-навигационных параметров 20.Information on the variances of errors in determining the course ψ ₁ , roll γ ₁ and pitch

UINS arrives at the third input of the first evaluation unit 21 from the first output of the calculator of errors in flight and navigation parameters 20. Information on the variances of errors in determining the course ψ ₂ , roll γ ₂ and pitch ϑ ₂ SINS arrives at the fourth input of the first evaluation unit 21 from the second output of the error calculator flight and navigation parameters 20.

В первом блоке оценки 21 осуществляется взвешенное усреднение однотипных показаний, что приводит к увеличению точности оценки по сравнению с точностью измерений первичных измерительных преобразователей [6]:In the first evaluation block 21, weighted averaging of readings of the same type is carried out, which leads to an increase in the evaluation accuracy in comparison with the measurement accuracy of the primary measuring transducers [6]:

где

- дисперсия ошибки определения курса, тангажа и крена на основании показаний акселерометров и измерителей угловой скорости первого блока чувствительных элементов 1;Where

- the variance of the error in determining the course, pitch and roll based on the readings of accelerometers and angular velocity meters of the first block of sensitive elements 1;

- дисперсия ошибки определения курса, тангажа и крена на основании показаний акселерометров и измерителей угловой скорости второго блока чувствительных элементов 2.

- the variance of the error in determining the course, pitch and roll based on the readings of accelerometers and angular velocity meters of the second block of sensitive elements 2.

Во втором блоке оценки 22 на основании соотношений аналогичных соотношениям (14) вычисляются составляющие земной скорости БЛА.In the second block of assessment 22, based on ratios similar to relations (14), the components of the UAV's ground speed are calculated.

В третьем блоке оценки 23 на основании соотношений аналогичных соотношениям (14) вычисляются координаты и высота БЛА.In the third block of the assessment 23, based on ratios similar to relations (14), the coordinates and height of the UAV are calculated.

Пилотажно-навигационная информация с выходов устройства поступает в системы БЛА.Flight and navigation information from the outputs of the device enters the UAV systems.

Технический эффектTechnical effect

Проведенный анализ способов-аналогов, в том числе ближайшего, показал следующее, что их недостатком является недостаточная точность автономного счисления навигационных параметров, как на начальном этапе функционирования инерциальной навигационной системы, так и при ее длительном функционировании. Это обусловлено воздействием динамических погрешностей чувствительных элементов, возникающих при дополнительном вращении блока чувствительных элементов. Причинами этих динамических погрешностей являются перекосы осей чувствительности измерителей угловой скорости и ошибки масштабного коэффициента измерителей угловой скорости. Перекосы осей чувствительности измерителей угловой скорости приводят к повышению ошибки определения пилотажно-навигационных параметров на начальном этапе функционирования инерциальной навигационной системы. Тогда как ошибки определения координат, обусловленные погрешностью масштабных коэффициентов измерителей угловой скорости (в первую очередь азимутального гироскопа), пропорциональны квадрату времени функционирования системы и сильно сказываются при длительном функционировании инерциальной навигационной системы.The analysis of analogous methods, including the nearest one, showed the following that their disadvantage is the insufficient accuracy of autonomous reckoning of navigation parameters, both at the initial stage of the inertial navigation system functioning and during its long-term operation. This is due to the effect of dynamic errors of the sensing elements arising from additional rotation of the sensing element block. The reasons for these dynamic errors are the misalignments of the axes of sensitivity of the angular velocity meters and the errors of the scale factor of the angular velocity meters. The skews of the axes of sensitivity of the angular velocity meters lead to an increase in the error in determining the flight and navigation parameters at the initial stage of the operation of the inertial navigation system. Whereas the errors in determining the coordinates caused by the error of the scale factors of the angular velocity meters (primarily the azimuthal gyroscope) are proportional to the square of the system operation time and strongly affect the long-term operation of the inertial navigation system.

Заявляемый способ и устройство, его осуществляющее, имеют новые существенные признаки, а именно: дополнительно измеряют угловую скорость и ускорение неподвижным относительно корпуса БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров, объединенных в дополнительный блок чувствительных элементов; определяют текущих значений навигационных параметров по измеренным значениям ускорения и угловых скоростей дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров; определяют ориентацию БЛА относительно навигационной системы координат по измеренным значениям угловых скоростей БЛА дополнительным комплектом измерителей угловой скорости и акселерометров; определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров подвижного блока чувствительных элементов; определяют текущее значение дисперсии ошибок определения пилотажно-навигационных параметров вычисленных на основании показаний измерителей угловой скорости и акселерометров дополнительного блока чувствительных элементов, неподвижного относительно корпуса БЛА; определяют текущее значение пилотажно-навигационных параметров БЛА как взвешенную сумму соответствующих пилотажно-навигационных параметров, вычисленных на основании показаний подвижного и неподвижного блоков чувствительных элементов; в устройство вводят пилотажно-навигационного вычислитель, вычислитель погрешностей пилотажно-навигационных параметров, три блока оценок, а также новые связи между известными и новыми блоками.The inventive method and the device that implements it have new essential features, namely: they additionally measure the angular velocity and acceleration motionless relative to the UAV body with an additional set of angular velocity meters and accelerometers combined into an additional block of sensitive elements; determining the current values of the navigation parameters from the measured values of acceleration and angular velocities with an additional set of angular velocity meters and accelerometers; determine the orientation of the UAV relative to the navigation coordinate system according to the measured values of the angular velocities of the UAV with an additional set of angular velocity meters and accelerometers; determine the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the movable block of sensitive elements; determine the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the additional block of sensitive elements, stationary relative to the UAV body; determine the current value of the flight and navigation parameters of the UAV as a weighted sum of the corresponding flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the moving and stationary blocks of sensitive elements; a flight-navigation computer, a flight-navigation parameter error calculator, three estimation blocks, as well as new connections between known and new blocks are introduced into the device.

Наличие в заявляемом способе и устройстве, его осуществляющем, новых существенных признаков, введенных неочевидным образом путем нового технического решения, привело объединению инерциальной навигационной системы с автокомпенсацией погрешностей и бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), что позволит определять точностные характеристики такой систем навигации на различных временных интервалах, и осуществлять комплексную оценку пилотажно-навигационных параметров БЛА на основании данных от этих двух систем. Тем самым компенсировать динамические погрешности чувствительных элементов (измерителей угловой скорости и акселерометров) и, следовательно, повысить точность определения пилотажно-навигационных параметров полета БЛА.The presence in the claimed method and the device implementing it, new essential features introduced in an unobvious way by a new technical solution, led to the combination of an inertial navigation system with automatic error compensation and a strapdown inertial navigation system (SINS), which will allow determining the accuracy characteristics of such navigation systems at different time periods. intervals, and carry out a comprehensive assessment of the UAV's flight and navigation parameters based on data from these two systems. Thus, to compensate for the dynamic errors of sensitive elements (angular velocity meters and accelerometers) and, consequently, to increase the accuracy of determining the flight navigation parameters of the UAV flight.

Источники информацииSources of information

1. Патент РФ №2362977 С1, кл. G01C21/10. Способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем и устройство для его осуществления. 27.07.2009 (аналог).1. RF patent No. 2362977 C1, class. G01C21 / 10. Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation. 07/27/2009 (analogue).

2. Патент РФ №2313067 С2, кл. G01C 21/12. Способ определения навигационных параметров летательного аппарата и устройство для его осуществления. 27.12.2005 (прототип).2. RF patent No. 2313067 C2, class. G01C 21/12. A method for determining the navigation parameters of an aircraft and a device for its implementation. 12/27/2005 (prototype).

3. Гироскопические системы. Гироскопические приборы и системы / Под ред. Д.С. Пельпора. - М.: Высш. шк., 1988. с. 367.3. Gyroscopic systems. Gyroscopic devices and systems / Ed. D.S. Pelpora. - M .: Higher. shk., 1988. 367.

4. Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Слесаренок С.В. Методическое обеспечение управляемых навигационных систем. (Монография). - Воронеж: Военный учебно-научный центр Военно-Воздушных Сил «Военно-Воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», 2012. - с. 54-60.4. Shepet I.P., Onufrienko V.V., Slesarenok S.V. Methodological support of controlled navigation systems. (Monograph). - Voronezh: Military educational and scientific center of the Air Force "Air Force Academy named after Professor N.Ye. Zhukovsky and Yu.A. Gagarin ", 2012. - p. 54-60.

5. Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация. - М.: Машиностроение, 1982.5. Kuzovkov NT, Salychev OS. Inertial navigation and optimal filtering. - M .: Mechanical Engineering, 1982.

6. Агеев В.М., Павлов Н.В. Приборные комплексы летательных аппаратов и их проектирование. - М.: Машиностроение, 1990. - с. 122-127.6. Ageev V.M., Pavlov N.V. Instrument complexes of aircraft and their design. - M .: Mechanical Engineering, 1990. - p. 122-127.

Claims

1. A method of inertial navigation of an unmanned aerial vehicle (UAV), which consists in measuring the angular velocity and acceleration of the UAV with a set of angular velocity meters and accelerometers combined into a sensor unit, in autonomous compensation of errors in angular rate meters and accelerometers by forced rotation of the sensor unit, in determining the current orientation of the measuring coordinate system relative to the navigation coordinate system, measuring the angles of orientation of the measuring coordinate system relative to the coordinate system associated with the UAV, determining the current values of the navigation parameters from the measured values of acceleration and angular velocities, determining the current orientation of the UAV from the measured values of angular velocities, and orientation of the measuring coordinate system relative to the coordinate system associated with the UAV, characterized in that they measure the angular velocity and acceleration at a stationary relative to the UAV body d An additional set of angular velocity meters and accelerometers, combined into an additional block of sensing elements, determine the current values of the navigation parameters from the measured values of acceleration and angular velocities with an additional set of angular velocity meters and accelerometers, determine the orientation of the UAV relative to the navigation coordinate system according to the measured values of the angular velocities of the UAV with an additional set angular velocity meters and accelerometers, determine the current value of the variance of errors in determining the flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the movable sensor unit, determine the current value of the variance of the errors in determining the flight and navigation parameters calculated on the basis of the readings of the angular velocity meters and accelerometers of the additional block of sensing elements, stationary relative to the UAV body, determine the current the value of the flight and navigation parameters of the UAV as a weighted sum of the corresponding flight and navigation parameters, calculated on the basis of the readings of the moving and stationary blocks of sensitive elements.

2. A device for inertial navigation of UAVs, including the first, second, third, fourth, fifth and sixth accelerometers, the first, second and third angle sensors, the first, second, third, fourth, fifth and sixth angular velocity meters, a rotary device, while first, second, third accelerometers, first, second, third angle sensors, first, second, third angular velocity meters are combined into the first block of sensing elements, which is attached to the rotating device, fourth, fifth, sixth accelerometers, fourth, fifth, sixth angular meters speeds are combined into the second block of sensing elements, characterized in that it additionally includes a flight-navigation computer, an error calculator for flight-navigation parameters, the first, second and third evaluation blocks, while the outputs of the first, second and third accelerometers are connected to the first input in flight -navigation computer and the seventh input of the flight error calculator navigation parameters, the outputs of the first, second and third angle sensor are connected to the second input of the flight-navigation computer, the outputs of the first, second and third angular velocity meters are connected to the third input of the flight-navigation computer and the ninth input of the flight-navigation parameter error calculator, the outputs of the fourth, the fifth and sixth accelerometers are connected to the fourth input of the flight-navigation computer and the eighth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the outputs of the fourth, fifth and sixth angular velocity meters are connected to the fifth input of the flight-navigation computer and the tenth input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the first and the fifth outputs of the flight-navigation computer are connected respectively to the first and second inputs of the first estimation unit, the second output of the flight-navigation computer is connected to the first inputs of the second estimation unit and the error calculator n of flight-navigation parameters, the third output of the flight-navigation computer is connected to the first input of the third evaluation unit and the second input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the fourth output of the flight-navigation computer is connected to the third input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the sixth output of the flight-navigation the calculator is connected to the second input of the second estimation unit and the fourth input of the flight-navigation parameters errors calculator, the seventh output of the flight-navigation computer is connected to the second input of the third estimation unit and the fifth input of the flight-navigation parameters errors calculator, the eighth output of the flight-navigation computer is connected to the sixth the input of the calculator of errors of flight-navigation parameters, the first and second outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected respectively to the third and fourth inputs of the first block of estimation, tr These and the fourth outputs of the calculator of errors of flight and navigation parameters are connected, respectively, with the third and fourth inputs of the second block of estimation, the fifth and sixth outputs of the calculator of errors of flight and navigation parameters are connected, respectively, with the third and fourth inputs of the third block of estimation, outputs of the first, second and third blocks of estimation are respectively the first, second and third outputs of the device.

3. The device according to claim. 2, characterized in that the flight-navigation computer includes the first, second and third calculators of the direction cosine matrix, the first and second calculators of velocities, the first and second calculators of orientation parameters, the first and second calculators of coordinates, the first and second computers angular velocities, wherein the first input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the first flight-speed computer, the second input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the second calculator of the direction cosine matrix, the output of which through the first computer of orientation parameters is connected to the first output of the flight-navigation computer, the third input of the flight-navigation calculator is connected to the first input of the first calculator of the direction cosine matrix, the output of which is connected to the second input of the second calculator of the direction cosine matrix, the fourth input of the first calculator of velocities and the fourth output of the flight-navigation the fourth input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the second speed computer, the fifth input of the flight-navigation computer is connected to the first input of the third calculator of the direction cosine matrix, the output of which is connected to the fourth input of the second speed computer, the eighth output of the flight-navigation computer, and through the second calculator of orientation parameters is connected to the fifth output of the flight-navigation computer, the output of the first calculator of velocities is connected to the input of the first calculator of coordinates and to the second output of the flight-navigation computer, the output of the first calculator of coordinates is connected to the second input of the first computer of speeds, to the third output of the flight-navigation computer. navigation computer and with the input of the first calculator of angular velocities, the output of which is connected to the third input of the first calculator of velocities and the second input of the first calculator of the direction cosine matrix, the output of the second calculator velocity is connected to the input of the second coordinate calculator and the sixth output of the flight-navigation computer, the output of the second coordinate computer is connected to the second input of the second speed computer, the input of the second angular velocity computer and the seventh output of the flight-navigation computer, the output of the second angular velocity computer is connected to the third input of the second the calculator of velocities and the second input of the third calculator of the matrix of direction cosines.

4. The device according to claim. 2, characterized in that the calculator of errors of flight-navigation parameters includes the first and second calculators of the state matrix, the first and second calculators of the perturbation matrix, the first and second calculators of the covariance matrix of errors, the first, second, third, seventh and the ninth inputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected to the first - fifth inputs of the first calculator of the state matrix, the output of which is connected to the first input of the first calculator of the covariance matrix of errors, the output of the first calculator of the perturbation matrix is connected to the second input of the first calculator of the covariance matrix of errors, the first, second and the third outputs of which are connected to the first, third and fifth outputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters, respectively, the fourth, fifth, sixth, eighth and tenth inputs of the calculator of errors of flight-navigation parameters are connected to the first - fifth inputs of the second calculator matr state, the output of which is connected to the first input of the second calculator of the covariance matrix of errors, the output of the second calculator of the perturbation matrix is connected to the second input of the second calculator of the covariance matrix of errors, the first, second and third outputs of which are connected to the second, fourth and sixth outputs of the calculator of flight-navigation errors parameters respectively.