Патенты автора Лисин Алексей Анатольевич (RU)
Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения пилотажных и навигационных параметров авиационных или наземных носителей, например летательного аппарата или автомобиля. Способ определения пилотажных и навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой (БИНС) заключается в том, что осуществляют компенсацию погрешностей блока основных чувствительных элементов (БЧЭ), входящего в «традиционный» состав БИНС. Компенсация производится за счет усреднения и учета измерений трех дополнительных гироблоков и блоков акселерометров, состоящих из "nД" гироскопических датчиков абсолютных угловых скоростей и "nА" акселерометров соответственно. При этом ось чувствительности основного датчика совпадает с общей осью чувствительности соответствующего ему измерительного блока и усреднением общего множества измерений. Производится коррекция основных датчиков БЧЭ по более точной информации от соответствующих «усредненных» блоков с оценкой и последующим учетом наблюдаемых составляющих математической модели погрешностей БЧЭ с привлечением процедуры Калмановской фильтрации. Для увеличения точности Калмановских измерений производится постоянное переключение этих блоков с технически допустимой частотой. Таким образом, устройство является инерциально-гироскопической мультисистемой, содержащей вычислитель, блок основных навигационных чувствительных элементов, в дополнение к ним три гироблока, три блока акселерометров. Технический результат - существенное повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров носителя в автономном режиме работы инерциальной системы (ИНС) при использовании малогабаритных навигационных чувствительных элементов. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области обработки данных в бесплатформенных навигационных системах (БИНС), работающих в автономном режиме. Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой, основанный на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей, включает измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат. При этом на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты. Техническим результатом предложенного способа является существенное повышение точности автономного счисления навигационных параметров (координат, линейных скоростей, высоты). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
