Способ определения угловой ориентации объекта



Способ определения угловой ориентации объекта
Способ определения угловой ориентации объекта
Способ определения угловой ориентации объекта
Способ определения угловой ориентации объекта

 


Владельцы патента RU 2414685:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) (RU)

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения углового положения морских, воздушных и наземных объектов в пространстве. Технический результат - повышение точности. Для достижения данного результата осуществляют прием сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на GPS-приемник, расположенный на объекте. При этом с GPS-приемника получают информацию об ускорении объекта в базовой системе координат и информацию об угле курса. С блока из трех акселерометров, измерительные оси которых взаимно перпендикулярны и совпадают с осями связанной с объектом системы координат, получают информация об ускорении объекта в связанной системе координат. Параметры ориентации, с учетом информации об угле курса, полученного с GPS-приемника, определяют решением матричного уравнения. Использование изобретения позволяет повысить точность определения параметров ориентации и уменьшить массогабаритные характеристики системы ориентации подвижного объекта.

 

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения углового положения морских, воздушных и наземных объектов в пространстве.

Известен способ коррекции инерциальной навигационной системы (Патент РФ №2345326, опубл. 27.01.2009), основанный на приеме сигналов, поступающих с акселерометров, входящих в состав инерциальной навигационной системы (ИНС). При этом определяют абсолютное ускорение по следующей зависимости

где gx - показания акселерометра, измеряющего ускорение по продольной оси объекта, на котором установлена ИНС;

gy - показания акселерометра, измеряющего ускорение по вертикальной оси;

gz - показания акселерометра, измеряющего ускорение по поперечной оси объекта, на котором установлена ИНС;

и в момент времени, когда абсолютное ускорение равно ускорению силы тяжести для местности, где находится ИНС, показания ИНС по углам тангажа ϑ и крена γ заменяют на значения, вычисленные по следующим зависимостям:

Недостатком данного способа является то, что вычислять углы тангажа и крена можно только в определенные моменты времени, когда абсолютное ускорение равно ускорению силы тяжести для местности, где находится ИНС, т.е. тогда когда объект движется равномерно. В случае если объект движется неравномерно данный способ применять невозможно.

Известен способ определения угловой ориентации объекта, взятый в качестве наиболее близкого аналога (Патент РФ 2248004, опубл. 10.03.2005), основанный на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные приемники сигнала, расположенные на объекте так, чтобы они не лежали на одной прямой, при этом приемниками сигнала являются GPS-приемники, в количестве не менее трех, по их показаниям определяют координаты каждого приемника сигнала, на основании которых вычисляют положение векторов, задающих связанную с объектом систему координат.

Недостатком данного способа является то, что на подвижном объекте необходимо размещать разнесенные GPS-приемники в количестве не менее трех. При этом, как показывают исследования, точность определения параметров ориентации зависит от расстояния между приемниками (чем больше расстояние, тем выше точность). В связи с этим возрастают габариты системы.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение точности определения параметров ориентации и уменьшение массогабаритных характеристик системы ориентации подвижного объекта.

Поставленная задача достигается тем, что сигналы навигационных спутников принимаются на GPS-приемник, расположенный на объекте, причем GPS-приемник выдает информацию об ускорении объекта в базовой системе координат, например в ПЗ-90, и информацию об угле курса, также с блока из трех акселерометров, измерительные оси которых взаимно перпендикулярны и совпадают с осями связанной с объектом системы координат, получают информация об ускорении объекта в связанной системе координат, тогда параметры ориентации, с учетом информации об угле курса, полученного с GPS-приемника, определяют решением матричного уравнения, т.е. находят матрицу направляющих косинусов Cg из следующего уравнения:

где Cg - матрица направляющих косинусов, характеризующая угловое положение объекта;

a x, a y, a z - ускорения, измеряемые акселерометрами (показания акселерометров);

a xg, a yg, a zg - ускорения, выдаваемые GPS-приемником;

далее по матрице направляющих косинусов находят углы тангажа и крена.

Сущность способа заключается в следующем:

На подвижном объекте устанавливается GPS-приемник (под GPS-приемником подразумевается приемная аппаратура спутниковых навигационных систем либо Российской ГЛОНАСС, либо американской GPS), который выдает информацию об ускорении объекта в базовой системе координат, например в ПЗ-90 (ГОСТ Р 51794-2001. Аппаратура радионавигационная глобальной спутниковой системы и глобальной системы позиционирования. Системы координат. Методы преобразования координат определяемых точек. Госстандарт России. - М.: 2001), и информацию об угле курса. Необходимо отметить, что если GPS-приемник не выдает информацию о ускорении, а выдает информацию о скорости, то можно продифференцировать скорость по времени и получить ускорение.

На объект также устанавливается блок из трех акселерометров, измерительные оси которых взаимно перпендикулярны и совпадают с осями связанной с объектом системы координат (ГОСТ 20058-80. Динамика ЛА в атмосфере. Термины, определения и обозначения. - М.: Изд-во стандартов, 1981. - 52 с.).

При этом с блока акселерометров поступает информация об ускорении объекта в связанной системе координат. Связь между ускорением в базовой системе координат и ускорением в связанной задается матричным уравнением (Анучин О.Н., Емельянцев Г.И. Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов. / Под общей редакцией В.Г.Пешехонова. Издание 2-е. - СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 2003. - 392 с.):

где Cg - матрица направляющих косинусов, характеризующая угловое положение объекта;

a x, a y, a z - ускорения, измеряемые акселерометрами (показания акселерометров), т.е. проекции ускорения на оси связанной с объектом системы координат;

a xg, a yg, a zg - ускорения, выдаваемые GPS-приемником, т.е. проекции ускорения на оси базовой системы координат.

При необходимости в показаниях акселерометров и GPS-приемника можно по известным зависимостям (Анучин О.Н., Емельянцев Г.И. Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов. / Под общей редакцией В.Г.Пешехонова. Издание 2-е. - СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 2003. - 392 с.) учесть вредные составляющие кажущегося ускорения, ускорение силы тяжести и т.д.

Решая матричное уравнение (*) любым известным способом относительно Cg, например методом наименьших квадратов, с учетом информации об угле курса, полученного с GPS-приемника, находят матрицу направляющих косинусов Cg, а по ней по стандартным формулам углы тангажа и крена (Гироскопические системы. Ч.II. Гироскопические приборы и системы. / Под ред. Д.С.Пельпора. - М.: Высшая школа, 1971. - 488 с.).

Например, если решать уравнение (*) методами аналитической геометрии, то выражение для углов тангажа и крена будут иметь вид:

где ψ - угол курса, ϑ - угол тангажа, γ - угол крена.

Знак ± определяется на основе совокупности всех определенных параметров (ускорения, углы ориентации и навигации), характеризующих положение подвижного объекта.

Необходимо отметить, что аналитические выражения для углов тангажа и крена могут иметь и другой вид (в зависимости от способа решения уравнения (*)), но численное значение углов тангажа и крена, посчитанное по разным зависимостям, должно совпадать.

Проведенное математическое моделирование подтвердило эффективность предлагаемого способа определения угловой ориентации объекта.

Таким образом, использование изобретения позволяет повысить точность определения параметров ориентации и уменьшить массогабаритные характеристики системы ориентации подвижного объекта.

Способ определения угловой ориентации объекта, основанный на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на GPS-приемник, расположенный на объекте, отличающийся тем, что с GPS-приемника получают информацию об ускорении объекта в базовой системе координат и информацию об угле курса, также с блока из трех акселерометров, измерительные оси которых взаимно перпендикулярны и совпадают с осями связанной с объектом системы координат, получают информацию об ускорении объекта в связанной системе координат, тогда параметры ориентации с учетом информации об угле курса, полученного с GPS-приемника, определяют решением матричного уравнения, т.е. находят матрицу направляющих косинусов Cg из следующего уравнения:

где Сg - матрица направляющих косинусов, характеризующая угловое положение объекта;
ах, аy, az - ускорения, измеряемые акселерометрами (показания акселерометров);
axg, ayg, azg ускорения, выдаваемые GPS-приемником;
далее по матрице направляющих косинусов находят углы тангажа и крена.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области астронавигационных систем, предназначенных для определения стабилизированных угла места и курсового угла на астроориентир, на основании которых определяют поправку курсоуказания и свое местоположение.

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к области обработки данных в бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). .

Изобретение относится к методам и средствам ориентации в пространстве на основе гравиметрических измерений в интересах навигации и непосредственно в геодезической гравиметрии.

Изобретение относится к области измерений векторов скорости и ускорения движущегося объекта и может быть использовано в системах автономного управления и навигации.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам, содержащим преобразователи угловой скорости и линейного ускорения по нескольким осям. .

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в навигации для определения угловых положений автоматических подводных, надводных и летательных аппаратов, в нефтепромысловой геофизике для определения углового положения буровой скважины.

Изобретение относится к гироскопическому приборостроению и может быть использовано для обеспечения навигации морских, воздушных и наземных объектов. .

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в системах навигации, топопривязки и ориентирования наземных подвижных объектов. .

Изобретение относится к способам и устройствам, использующимся при навигации летательных аппаратов, при измерении их ускорения и скорости

Изобретение относится к устройствам, использующимся при навигации летательных аппаратов, при измерении ускорения и скорости

Изобретение относится к измерительной технике в гироскопических системах ориентации и навигации подвижных объектов различных типов и может быть использовано для малогабаритных морских и наземных объектов

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для измерения углового положения изделия

Изобретение относится к навигации и может быть использовано, например, в качестве компаса и для определения севера. Способ определения курса осуществляется с помощью инерциального устройства (1), содержащего, как минимум, один вибрационный угловой датчик (3) с резонатором, связанным с детекторным устройством и устройством для ввода данного резонатора в состояние вибрации, соединенными с управляющим устройством, служащим для обеспечения первого режима работы, при котором вибрация может свободно изменяться в угловой системе координат резонатора, и второго режима работы, при котором поддерживается определенный угол колебаний вибратора в системе координат резонатора. Способ включает в себя управление указанным датчиком во втором режиме работы для сохранения заданного электрического угла поворота, соответствующего наименьшей величине погрешности датчика, и управление указанным датчиком в первом режиме работы для измерения курса и управления указанным датчиком во втором режиме работы после измерения курса и до следующего измерения с целью сохранения заданного электрического угла поворота. Изобретение позволяет ограничить нежелательное влияние режима прецессионного гироскопа на точность измерений. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в процессах контроля датчиков первичной информации в составе бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) в наземных условиях. Технический результат - повышение достоверности. Для этого оценку ошибок и контроля датчиков первичной информации (ДПИ) в составе БИНС производят путем установки БИНС на платформу с основанием, осуществляют начальную выставку БИНС, после чего переводят ее в режим автономной работы. В этом режиме БИНС последовательно поворачивают на определенные углы по крену и тангажу, после чего производится допусковый контроль ошибок БИНС. Устройство для осуществления способа состоит из основания 1, на котором расположена платформа 2 для установки контролируемой БИНС. Основание 1 выполнено в виде поворотной рамы, ось 5 вращение которой перпендикулярна оси 7 вращения поворотной платформы 2. На осях 5 и 7 вращения основания 1 и платформы 2 установлены исполнительные приводы для задания углов поворота контролируемой БИНС по крену и тангажу. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к средствам измерения угловой скорости в инерциальных навигационных системах. Канал измерения угловой скорости инерциальной навигационной системы содержит датчик угловой скорости (ДУС), аналого-цифровой преобразователь (АЦП), перепрограммируемое постоянное запоминающееся устройство (ППЗУ), устройство контроля, процессор. ДУС содержит гироскоп с датчиком угла и датчиком момента с компенсационной катушкой, усилитель, к выходу которого подключены первый и второй резисторы. В месте соединения этих резисторов подсоединен третий резистор. В устройстве контроля выполнен канал контроля следящей системы ДУС, содержащий ключ, источник опорного напряжения (ИОН). Выход ИОН подсоединен к четвертому резистору, который подсоединен к входу ключа, выход ключа подключен к точке соединения первого и второго резисторов, вход управления ключа подсоединен к процессору, выход ППЗУ подключен к процессору. В ППЗУ записан код напряжения в точке соединения компенсационной катушки с первым резистором в соответствии с расчетным соотношением. Технический результат изобретения - обеспечение контроля работоспособности следящей системы ДУС. 1 ил.

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например, летательного аппарата (ЛА). Технический результат - повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета ЛА. Для этого осуществляют дополнительную корректировку параметров закона управления инерциального измерительного блока на основе выявленной функциональной зависимости поправочных значений от длительности полета ЛА. Устройство содержит инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов, 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, блок-задатчик времени полета летательного аппарата, блок уточнения параметров закона управления, блок суммирования. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) и может быть использовано в САУ, работающих в экстремальных условиях и полях ионизирующего излучения. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС) содержит блок акселерометров из трех акселерометров (АК), размещенных по осям, совпадающим с гранями условного куба, исходящими из одной вершины, причем диагональ этого куба, исходящая из той же вершины совпадает с основной осью объекта управления (осью тяги двигателя). Выходы всех акселерометров подключены к входам специализированного вычислительного устройства (СВУ), результаты обработки информации всех АК передаются из него в бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), которая осуществляет обработку информации СВУ блока датчиков угловой скорости. СВУ содержит четыре датчика угловой скорости (ДУС), оси чувствительности трех из которых расположены по осям, совпадающим с гранями куба, исходящими из одной вершины, а ось четвертого совпадает с диагональю этого куба. При этом система содержит подсистему электропитания (ПЭП), которая выполнена в резервированном варианте со встроенным блоком контроля работы ее блоков и управлением резервом. 29 з.п. ф-лы, 30 ил.
Наверх