Способ калибровки чувствительных элементов бесплатформенной инерциальной навигационной системы в полете

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при разработке бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) для решения задач управления доводочными ступенями (ДС) различного назначения. Технический результат - повышение точности. Для этого способ калибровки чувствительных элементов (ЧЭ) БИНС обеспечивает сравнение текущей информации о векторе кажущейся скорости (ВКС) и векторе углов поворота изделия, полученной от ЧЭ БИНС, с аналогичной информацией, полученной от комплекса командных приборов (ККП) системы управления (СУ) носителя, которая является эталоном. При этом предлагаемая совокупность действий по обработке и разделению этой информации на составляющие на заданных интервалах времени позволяет определить калибруемые параметры методом наименьших квадратов с высокой точностью.

 

Предлагаемый способ относится к области приборостроения и может быть использован при разработке бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) для решения задач управления доводочных ступеней (ДС) различного назначения.

Классическая схема построения БИНС предполагает жесткое крепление бесплатформенного инерциального блока (БИБ) непосредственно на корпусе ДС.

При управлении движением ДС с использованием БИНС значительную часть погрешностей составляют погрешности чувствительных элементов (ЧЭ) БИБ.

Проблема существенного повышения точности БИНС может решиться путем калибровки ЧЭ БИБ на разных этапах жизненного цикла: изготовление и сборка БИНС, сдача изделия в эксплуатацию, проведение регламентных проверок, предполетная (предстартовая) подготовка, полет ДС с БИНС на носителе. Каждый из этапов отличается как условиями функционирования БИНС, так и технологическими средствами и приемами, которые могут быть использованы для калибровки ее ЧЭ.

Решающим фактором при определении необходимости и времени (этапа) проведения калибровки данного параметра ЧЭ является зависимость его значения от времени, температуры, перегрузки и других условии эксплуатации БИНС. Если значение параметра стабильно, то его калибровку достаточно проводить в производственных условиях. Если значение параметров нестабильно, то его калибровку желательно проводить в последнем запуске непосредственно перед стартом или во время полета изделия.

В процессе калибровки определяется текущее значение измеряемого параметра (масштабный коэффициент, углы выставки) или, если измеряемый параметр рассматривается как погрешность прибора, то определяется систематическая составляющая погрешности для последующей ее компенсации алгоритмическими методами во время полета. При проведении калибровки могут быть использованы как прямые, так и косвенные методы определения калибруемых параметров.

Известны способы калибровки чувствительных элементов (ЧЭ) при стендовых испытаниях (У.Ригли, У.Холлистер, У.Денхард «Теория, проектирование и испытания гироскопов» изд. Мир, М., 1972 г); И.Е.Виноградов, И.В.Гусев, А.И.Глазков «Определение калибровочных параметров инерциальных измерительных блоков (ИИБ) с помощью трехосного поворотного стола» труды «ФГУП НПЦАП» «Системы и приборы управления» №2(8) 2009 г. и др. Недостатком этих способов является отсутствие возможности калибровки ЧЭ без снятия их с изделия.

Известен «Способ калибровки ЧЭ БИНС и устройство для его осуществления» без снятия БИБ с изделия. Патент на изобретение №2334947 приоритет от 26.03.2007 г. авторы Ф.И.Макарченко, С.А.Зайцев, А.И.Калинин, Г.Н.Румянцев. Недостатком данного способа является увеличение веса и габаритов БИБ вследствие использования двухосного карданова подвеса для выставки измерительных осей калибруемых акселерометров по положительному и отрицательному направлению вектора ускорения силы тяжести в месте проведения калибровки и для выставки измерительных осей калибруемых датчиков угловой скорости вдоль соответствующей оси карданова подвеса для калибровки ДУСов. Однако этот недостаток компенсируется существенным повышением точности БИНС.

Задачей предлагаемого способа калибровки является уточнение в полете смещений нулей и значений масштабных коэффициентов чувствительных элементов (ЧЭ) (акселерометров и ДУСов) инерциального измерительного блока (ИИБ), жестко закрепленного на изделии.

Уточнение калибруемых параметров в полете основано на сравнении информации о векторе кажущейся скорости и векторе углов поворота изделия, полученной от чувствительных элементов инерциальных измерительных блоков БИНС, с информацией о векторе кажущейся скорости и векторе углов поворота изделия, полученной в полете на том же интервале времени от комплекса командных приборов системы управления носителя, которая является, в данном случае, эталоном.

Предлагаемый способ состоит в следующем. Перед началом калибровки ЧЭ БИНС в полете проводят согласование инерциальной системы координат, моделируемой системой управления БИНС, с базовой инерциальной системой координат (БСК), моделируемой системой управления носителя. По результатам векторного согласования корректируют матрицу В перехода от приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока к базовой инерциальной системе координат БИНС, используя зависимость С=А·В, а также корректируют значение матрицы С, которая определяется СУ носителя С=АГ·Аθ·А0.

Затем на некотором интервале времени по информации ЧЭ БИНС и ЧЭ комплекса командных приборов (ККП) носителя измеряют «n» приращений вектора кажущейся скорости (ВКС) на оси инерциальной СК, моделируемой СУ БИНС, и на оси базовой СК, моделируемой СУ носителя. Определяют величины рассогласований между проекциями ВКС на инерциальной СК БИНС и соответствующими проекциями на оси базовой системы координат, одновременно проводят пересчет полученных рассогласований проекций ВКС к осям приборной системы координат БИБ, используя скорректированную при векторном согласовании матрицу перехода от базовой СК к приборной системе координат, определяют «n» приращений составляющих вектора поворота приборной СК вследствие погрешностей ДУСов и корректируют полученные рассогласования проекций ВКС на оси ПСК на величины рассогласований ВКС вследствие погрешностей ДУСов.

Далее по полученным рассогласованиям ВКС, используя принятую математическую модель погрешностей акселерометров, определяют в вычислительном устройстве БИНС калибруемые параметры (смещение нуля и масштабный коэффициент) каждого акселерометра. Для повышения точности определения калибруемых параметров используют метод наименьших квадратов. Полученные калибруемые параметры акселерометров учитывают в алгоритмах расчета ВКС БИНС.

Калибруемые параметры ДУСов системы БИНС определяют с использованием проекций вектора поворота, полученных из сравнения матрицы перехода от приборной системы координат к базовой системе координат, которая формируется путем решения уравнений Пуассона по информации ДУСов СУ БИНС, с соответствующей матрицей перехода от ПСК к базовой системы координат, полученной из системы управления носителя. При этом определяют «n» приращений составляющих вектора поворота приборной СК вследствие погрешностей ДУСов.

Затем, используя принятую математическую модель погрешностей ДУСов, методом наименьших квадратов определяют смещение нуля и масштабный коэффициент каждого ДУСа.

Полученные калибруемые параметры ДУСов учитывают в алгоритмах СУ БИНС.

Для пояснения предлагаемого способа калибровки введем обозначения:

Аг - матрица углового положения системы координат O1X1Y1Z1, связанной с ГСП носителя, относительно базовой системы координат Оξηζ, которая зависит от погрешностей ориентации при начальной выставке и от уходов ГСП носителя;

Аθ - матрица углового положения системы координат ОкXкYкZк, связанной с корпусом карданова подвеса ГСП, относительно системы координат O1X1Y1Z1, определяемая по показаниям датчиков углов, установленных на осях карданова подвеса ГСП носителя;

А0 - матрица углового положения приборной системы координат OnXnYnZn, связанной с приборной площадкой бесплатформенного инерциального блока, относительно системы координат ОкXкYкZк;

С - матрица углового положения приборной системы координат OnXnYnZn относительно базовой системы координат Оξηζ;

В - матрица углового положения приборной системы координат OnXnYnZn относительно системы координат O2X2Y2Z2, которая вырабатывается БИНС в результате решения уравнений Пуассона при наличии погрешностей начальной ориентации и погрешностей ДУСов;

А - матрица углового положения инерциальной системы координат O2X2Y2Z2 моделируемой БИНС относительно базовой системы координат Oξηζ, которая определяется методом векторного согласования.

В результате векторного согласования системы координат О2X2Y2Z2 и базовая система координат Oξηζ совпадают, матрица А=0; В=С; кроме того С=АгАθА0.

Выделим из скорректированной матрицы С матрицу, равную Аθ. Для этого воспользуемся равенством:

С = А г А θ А 0 ,                                                     (1)

откуда получим:

А θ = А Г Т СА 0 Т .                                                  (2)

Равенство (1) определяет способ формирования матрицы С по информации СУ носителя.

Равенство (2) показывает возможность формирования матрицы Аθ, используя матрицу С системы БИНС и матрицы Аг и А0, полученные от СУ носителя.

Калибровка ДУСов проводится путем сравнения углов Эйлера, полученных из матрицы Аθ равенства (2), с углами, определенными по информации ДУ, установленных на осях карданова подвеса ГСП носителя, или вторым способом: получить вектор поворота, соответствующий матрице С равенства (1), и сравнить его с вектором поворота, который соответствует скорректированной матрице С, полученной на участке калибровки по информации БИНС.

Таким образом, для калибровки ДУСов БИНС в качестве исходной информации можно использовать:

1) разность углов Эйлера, полученных из матрицы А θ = А г T С А 0 Т , сформированной системой управления БИНС, и углов Эйлера, снимаемых с ДУ карданова подвеса ГСП носителя;

2) разность углов, вычисленных как разность приращений векторов поворота, полученных на участке калибровки, из матрицы В БИНС, скорректированной после векторного согласования, и из матрицы С=АгАθА0, полученной по информации от системы управления носителя, которая является эталоном.

Следует отметить, что в обоих случаях для калибровки ДУСов необходимо иметь высокоточные датчики углов, установленные на оси карданова подвеса ГСП, а также достаточно жесткую конструкцию между местом крепления ГСП носителя и местами установки бесплатформенных инерциальных блоков системы управления БИНС, от которой зависит требуемое постоянное значение матрицы А0.

Для получения проекций вектора кажущейся скорости на оси базовой СК Oξηζ носителя и на оси инерциальной системы координат OX2Y2Z2, моделируемой БИНС, используются штатные алгоритмы и программы систем управления носителя и изделия ДС, управляемого с помощью БИНС. Для согласования названных систем координат можно использовать способ векторного согласования, изложенный в заявке на изобретение 2010123610/28 (033598) приоритет от 09.06.2010 г. «Способ повышения точности наведения доводочных ступеней различного назначения».

Для реализации предлагаемого способа калибровки ЧЭ БИБ в полете необходимо обеспечить выполнение следующих действий.

Для калибровки акселерометра в течение некоторого интервала времени определяют «n» приращений проекции ВКС на оси инерциальных систем координат носителя и БИНС, формируют из них разности, перепроектируют их на оси, связанной с БИБ СК OXnYnZn, и учитывают влияние погрешностей ДУСов.

Затем, используя математическую модель погрешностей акселерометров, определяют смещение нулей и поправок к масштабным коэффициентам методом наименьших квадратов.

Для оценки погрешности масштабного коэффициента δµ и смещения нуля δε математическая модель погрешностей акселерометров имеет вид

ΔW А = W А δμ + δεΔt ,                                         (3)

где WА - составляющая вектора кажущейся скорости, измеренная акселерометром на интервале времени Δt;

ΔWА - погрешность измерения составляющей WА;

δµ, δε - погрешность масштабного коэффициента и смещение нуля акселерометра, которые подлежат определению при калибровке;

Δt=t-tН - время на участке калибровки, отсчитанное от момента времени tН,

tН - время начала калибровки акселерометра.

Величины погрешностей ΔW (i=X,Y,Z) i-го акселерометра определяют путем пересчета рассогласований между проекциями ВКС на оси инерциальной СК, моделируемой СУ БИНС, и соответствующими проекциями ВКС на оси инерциальной СК, формируемой СУ носителя, к осям приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока БИНС и учета в этих рассогласованиях влияния погрешностей ДУСов. Пересчет производят, используя следующие зависимости

| ΔW XA ΔW YA ΔW ZA | = B Т | ΔW ξ ΔW η ΔW ζ | | ΔW XD ΔW YD ΔW ZD | ,

| ΔW ξ ΔW η ΔW ζ | = | W X2 W Y2 W Z2 | | W ξ W η W ζ | ,

,

Δ χ = B T Δ B ;

ΔВ=С-В,

где

WX2, WY2, WZ2 - приращения проекций ВКС на оси инерциальной СК СУ БИНС на участке калибровки;

Wξ, Wη, Wζ - приращения проекций того же ВКС на оси инерциальной СК СУ носителя;

W, W, W - приращения проекций того же ВКС на оси ПСК, измеренные акселерометрами БИНС на участке калибровки;

ΔWXD, ΔWYD, ΔWZD - погрешности проекций ВКС на оси ПСК вследствие погрешностей ДУСов.

С - уточненная после векторного согласования матрица перехода от приборной СК к базовой СК, формируемая СУ носителя,

В - матрица, формируемая СУ БИНС,

- вектор поворота СК OXПYПZП вследствие погрешностей ДУСов.

Для определения масштабного коэффициента и смещения нуля методом наименьших квадратов (МНК) модель погрешностей акселерометров путем деления на Δt приводят к виду

Y=θ01X,

где θ0 - смещение нуля ε;

θ1 - погрешность масштабного коэффициента δµ.

Величины Х и Y соответственно равны

X = W А Δt ,

Y = ΔW А Δt .

Математическая модель погрешностей ДУСов имеет вид

Δχ = χδh + δωΔt ,                                                 (4)

где χ - угол поворота изделия, измеренный ДУСом;

Δχ - погрешность угла поворота χ;

δh - погрешность масштабного коэффициента ДУСа;

δω - смещение нуля ДУСа или его собственный дрейф вокруг измерительной оси.

Величины δh и δω подлежат определению при калибровке.

При калибровке ДУСов для определения погрешности масштабного коэффициента δh и смещения нуля δω исходной информацией является разность углов поворота изделия, полученных системой управления БИНС, и углов поворота изделия, полученных системой управления носителя.

Исходную информацию в требуемом виде получают следующим образом. На момент начала калибровки после векторного согласования СК определяют начальное значение матрицы В0, которая получена системой управления БИНС при решении уравнения Пуассона, а также начальное значение матрицы С0, полученной СУ носителя из равенства

В00,

С0г·Аθ·А0 при t=tН,

где tН - время начала калибровки ДУСов.

Уточненные значения матрицы А0 определяют после векторного согласования систем координат из равенства

А0=(АГ·Аθ)Т·С0.

Матрица А0 сохраняет свое значение неизменным в процессе калибровки.

Затем, в полете определяют матрицу ΔВ и определяют вектор поворота Δχ из следующих равенств:

ΔВ=С-В,

где В - матрица, которая моделируется СУ БИНС на участке калибровки при начальном значении В0;

С - матрица, которая формируется СУ носителя на участке калибровки ДУСов;

С=АГ·Аθ·А0,

,

.

Определяют «n» приращений составляющих ΔχX, ΔχY, ΔχZ вектора поворота Δ χ ПСК вследствие погрешностей ДУСов, которые используют в методе МНК для определения масштабных коэффициентов и смещения нуля ДУСа.

Модель ошибок ДУСов (4) приводят к виду

Y=θ01X

путем деления правой и левой частей уравнения погрешностей ДУСов на значение Δt,

при этом Y = Δχ Δt ;

X = χ Δt ;

где θ0=δω - оценка смешения нуля ДУСов;

θ1=Δh - оценка погрешности масштабного коэффициента ДУСов;

χ - угол поворота изделия, измеренный ДУСом.

Оценку смещения нуля θ0 и погрешности масштабного коэффициента θ1 каждого ЧЭ БИНС методом наименьших квадратов определяют по следующим зависимостям

где

Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности калибруемых параметров.

Способ калибровки чувствительных элементов (ЧЭ) бесплатформенной инерциальной навигационной системы управления (БИНС) в полете, основанный на сравнении информации о векторе кажущейся скорости (ВКС) и векторе углов поворота изделия, полученной от чувствительных элементов БИНС, с информацией о ВКС и векторе углов поворота изделия, полученной на том же интервале времени от комплекса командных приборов (ККП) системы управления (СУ) носителя, которая является в данном случае эталоном, отличающийся тем, что
перед началом калибровки акселерометров и датчиков угловой скорости (ДУСов) БИНС в полете проводят согласование инерциальной системы координат, моделируемой СУ БИНС, с базовой инерциальной системой координат (БСК), моделируемой СУ носителя, корректируют матрицу В перехода от приборной системы координат БИБ к базовой системе координат, а также корректируют начальное значение матрицы С, которая определяется системой управления носителя;
затем на некотором интервале времени по информации ЧЭ БИНС и ЧЭ ККП носителя измеряют «n» приращений ВКС на оси инерциальной СК, моделируемой СУ БИНС, и на оси базовой СК, моделируемой СУ носителя, определяют рассогласование между полученными проекциями, одновременно проводят пересчет полученных рассогласований проекций ВКС к осям приборной системы координат, используя скорректированную при векторном согласовании матрицу перехода от базовой к приборной СК, определяют «n» приращений составляющих вектора поворота приборной СК вследствие погрешностей ДУСов, корректируют полученные рассогласования проекций ВКС на оси ПСК на величины рассогласований ВКС вследствие погрешностей ДУСов;
далее по полученным рассогласованиям ВКС, используя принятую математическую модель погрешностей акселерометров, определяют в вычислительном устройстве БИНС методом наименьших квадратов смещение нуля и масштабный коэффициент каждого акселерометра;
по полученным «n» приращениям составляющих вектора поворота приборной СК вследствие погрешностей ДУСов, используя принятую математическую модель погрешностей ДУСов, методом наименьших квадратов определяют смещение нуля и масштабный коэффициент каждого ДУСа;
полученные калибруемые параметры учитывают в алгоритмах СУ БИНС.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в позиционных системах ориентации подвижных объектов различной физической природы. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при построении различных приборных систем локации, предназначенных для определения местоположения движущихся объектов с использованием волн, излучаемых в виде лучей, и управления движением движущихся объектов путем коррекции их местоположения.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах определения позиции контролируемого объекта на основе использования нескольких разнесенных источников излучения.

Изобретение относится к навигационным приборам и предназначено для использования при измерении углов ориентации любых подвижных летательных аппаратов, кораблей, наземных транспортных средств.

Изобретение относится к системам навигации и предназначено для регистрации проезда, по меньшей мере, одного платного участка дороги, по меньшей мере, одним транспортным средством с помощью системы определения положения, которая предназначена для регистрации текущего положения упомянутого транспортного средства.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано при построении различных радиолокационных (радарных) или аналогичных систем, предназначенных для навигации летательных аппаратов с использованием радиоволн путем определения местоположения и управления движением летательных аппаратов.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к технике коррекции позиционной погрешности в навигационных системах. .

Изобретение относится к области управления движением самолетов и предназначено для комплексного вычисления резервного пространственного положения и резервного курса с помощью имеющихся на самолете данных.

Изобретение относится к навигационным системам транспортных средств. .

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат заключается в возможности просматривать пользователем перекрывающиеся графические объекты без изменения уровня масштабирования. Устройство для просмотра изображений, включающее контроллер, сконфигурированный для определения того, будут ли графические объекты, включающие изображения, задающие множество различных местоположений при отображении карты с первым уровнем масштабирования, перекрываться, когда карта отображается со вторым уровнем масштабирования, отличным от первого уровня масштабирования, инициирования объединения по меньшей мере некоторых из графических объектов, для которых определено, что они перекрываются в местоположении при втором уровне масштабирования, для создания другого графического объекта, представляющего упомянутые по меньшей мере некоторые объединенные графические объекты, и инициирования отображения упомянутого другого графического объекта в упомянутом местоположении, позволяющего пользователю просматривать, при втором уровне масштабирования, по меньшей мере некоторые из упомянутых изображений, задающих множество местоположений, посредством упомянутого объединенного графического объекта. 3 н. и 20 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах программного позиционирования и ориентации подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого направляют пользователя от исходного положения к месту назначения, выбранному из множества мест назначения, в зоне общественного пользования, на протяжении которого распределено множество осветительных устройств (L1, L2, …, Ln), каждое из которых может возбуждаться для воспроизведения одной или нескольких световых картин из множества световых картин. При этом определяют выбранное место назначения при получении дескриптора места назначения от пользователя, выделяют специфическую световую картины из множества световых картин для выбранного места назначения. При этом снабжают пользователя рисунком (VT) специфической световой картины, выделенной для требуемого места назначения так, чтобы отобранные осветительные устройства (L1, L2, …, Ln) между исходным местом (S) пользователя (1) и местом (Т) назначения воспроизводили специфическую световую картину. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано при построении различных радиолокационных систем, предназначенных для управления движением летательных аппаратов. Технический результат изобретения - повышение точности навигации летательных аппаратов путем анализа параметров отраженных импульсов, полученных при многолучевых измерениях над плоской поверхностью, и определения результирующего вектора угловых колебаний летательных аппаратов, характеризующего суммарный угол отклонения по тангажу и по крену летательных аппаратов для управления их движением. Технический результат достигается тем, что способ повышения точности навигации летательных аппаратов заключается в многолучевых измерениях интегральных параметров отраженных сигналов при помощи радиоволн, излучаемых в виде лучей, и определении результирующего вектора угловых колебаний летательных аппаратов, характеризующего угловые колебания летательных аппаратов по крену и по тангажу на основе анализа интегральных параметров отраженных сигналов. Анализ интегральных параметров отраженных импульсов многолучевых измерений основан на сравнении интегральных параметров отраженных импульсов по боковым лучам многолучевых измерений над плоским участком поверхности местности. Лучи многолучевых измерений расположены в двух ортогональных плоскостях, одна из которых совпадает с направлением движения летательного аппарата, другая плоскость лучей перпендикулярна направлению движения летательного аппарата. Результирующий вектор угловых колебаний летательного аппарата в связанной системе координат летательного аппарата определяют последовательно через равные промежутки времени для выявления изменений угловых колебаний по тангажу и по крену летательного аппарата при его движении. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, в частности летательных аппаратов (ЛА), для оценки ошибок и коррекции абсолютных координат местоположения, высоты и вертикальной скорости инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям геометрической высоты и эталонным картам рельефа местности и могут быть использованы в системах управления движением ЛА. Технический результат - повышение эффективности и достоверности коррекции координат, высоты и вертикальной скорости при наличии сбоев в исходной информации и слабой информативности рельефа в зоне коррекции. Для этого используют данные с множественными участками недостоверности при отсутствии информативности рельефа по некоторым траекториям либо в условиях определения невозможности проведения достоверной коррекции. Дополнительно введен блок хранения и суммирования информации и блок оценки достоверности информации, соединенные друг с другом. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к области приборостроения и могут найти применение в системах ориентации и навигации летательных аппаратов (ЛА), предназначенных для вычисления и отображения основных пилотажно-навигационных параметров ЛА. Технический результат - повышение точности вычисления собственного дрейфа датчиков угловых скоростей и определения значений параметров пространственного положения ЛА. Для этого в состав каждого прибора трехкомпонентного жесткозакрепленного магнитометра (ТЖМ) введены дополнительные интерфейсные средства между магнитометрами, а также дополнительные средства для осуществления более точной выставки резервной системы ориентации на основе измерения составляющих погрешности магнитного поля Земли, измеренных ТЖМ каждого прибора за один и тот же период времени. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области навигации движущихся объектов. Достигаемый технический результат - повышение точности навигации. Указанный результат достигается за счет того, что в способе используют эталонную карту местности как априорную информацию о навигационном поле, выбирают участок местности (мерный участок), находящийся в пределах эталонной карты, составляют текущую карту путем вычисления плановых координат мерного участка на основе измерений дальностей с помощью многолучевого режима измерения при помощи радиоволн, находящихся в двух ортогональных плоскостях и излучаемых в виде лучей, из которых первым излучают центральный, а потом - левые и правые боковые относительно центрального, при этом центральный луч перпендикулярен направлению движения движущихся объектов, плоскости лучей повернуты вокруг центрального луча на угол равный 45 градусов относительно направления движения движущихся объектов. Затем определяют разности результатов многолучевых измерений наклонных дальностей, определяют углы эволюции движущихся объектов по азимуту, крену и тангажу в динамике на основе анализа значений доплеровских частот, возникающих при измерениях дальностей по каждому лучу. Значение и знак углов азимута, крена и тангажа при каждом цикле измерений дальностей определяются изменением положения измеренного массива доплеровских частот относительно массива доплеровских частот, соответствующего нулевым значениям углов азимута, крена и тангажа. Вычисляют высоты движущихся объектов в координатах мерного участка в точке определения местоположения движущихся объектов в плановых координатах мерного участка. Сравнивают значения плановых координат текущей и эталонной карт. Вычисляют слагаемые показателя близости для всех возможных положений движущегося объекта. Проводят поиск экстремума показателя близости. Вычисляют сигнал коррекции траектории движения. Управляют движением движущихся объектов путем коррекции их местоположения по трем координатам эталонной карты (плановые координаты и высота) в координатах мерного участка за время движения движущихся объектов над мерным участком. 6 ил.

Изобретение относится к области управления системами навигации и ориентации, в частности к блокам коррекции погрешностей численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС). Технический результат - повышение точности. Для этого навигационный комплекс включает ИНС с одним входом и одним выходом, допплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) с одним выходом, сумматор, имеющий первый и второй входы и один выход, блок оценивания и регулятор. Выход ИНС соединен с первым входом сумматора, а выход ДИСС соединен со вторым входом сумматора, выход которого соединен с входом блока оценивания, выполненного в виде фильтра Калмана. Выход блока оценивания соединен с входом регулятора. Навигационный комплекс снабжен вторым блоком оценивания, выполненным в виде фильтра Калмана, блоком осреднения, блоком сравнения, коммутатором и вторым регулятором. При этом выход сумматора соединен с входом второго блока оценивания, а первый выход первого блока оценивания соединен с входом блока осреднения, выход которого соединен с первым входом блока сравнения, выход которого соединен с первым входом коммутатора. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области создания систем управления летательных аппаратов, преимущественно к способам получения достоверной информации и диагностики работоспособности акселерометров и датчиков угловой скорости летательного аппарата с избыточным числом измерителей и идентификацией их отказов. В способе отбора достоверной информации и идентификации отказов измерителей, при пяти измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе (БИНС), основанном на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых некомпланарны, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, согласно изобретению, указанные векторы вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам групп рассчитывают средние векторы и показатели разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса в текущем цикле и средний вектор этой группы принимают за достоверный вектор текущего цикла. Отказы измерителей тракта идентифицируют, исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результата сравнения с допуском модуля разности фактического показания измерителя, которое не использовано в расчете достоверного вектора и его расчетного показания. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности проверяемого измерителя. Технический результат - отбор достоверной информации и безотказная работа измерительных трактов с одним отказом измерителя и идентификация отказов измерителей при избыточной информации в каждом тракте в БИНС. 1 табл.

Изобретение относится к области создания систем управления летательных аппаратов (ЛА), преимущественно к способам получения достоверной информации и диагностики работоспособности акселерометров и датчиков угловой скорости (ДУС) ЛА с избыточным числом измерителей и идентификацией их отказов. В способе отбора достоверной информации и идентификации измерителей, при шести измерителях в каждом тракте бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), основанном на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых некомпланарны, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, согласно изобретению, указанные векторы вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам каждой группы рассчитывают средний вектор и показатель разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса из всех групп тракта в текущем цикле и средний вектор этой группы. Последовательно выполняют аналогичные действия применительно сначала к составу групп, который отличается от полного состава групп исключением группы с первым найденным, а затем с двумя найденными минимальными показателями разброса, рассчитывают модули разности между каждым из трех средних векторов упомянутых групп и средним вектором, который был вычислен и записан в память вычислителя как достоверный вектор предыдущего цикла. Находят минимальный модуль разности из трех. Средний вектор, модуль разности которого с достоверным вектором предыдущего цикла минимален, принимают за достоверный вектор текущего цикла. Отказы измерителей тракта идентифицируют исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результатов сравнения с допуском модуля разности фактического и расчетного показаний проверяемого измерителя, показания которого не использованы в расчете достоверного вектора. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности проверяемого измерителя. Техническим результатом изобретения является отбор достоверной информации и безотказная работа измерительного тракта до двух отказов в каждом тракте, идентификация отказов измерителей при избыточной информации в каждом тракте БИНС. 1 табл.

Группа изобретений относится к системе помощи водителю транспортного средства с прицепом. Система помощи при размещении метки на прицепе включает в себя камеру, устройство обработки изображения и дисплей. Камера установлена на буксирующем транспортном средстве и предназначена для получения изображения прицепа. Устройство обработки изображения выполнено с возможностью обрабатывать полученное изображение для определения области размещения метки и накладывать изображение метки на изображение области для ее размещения. Дисплей выполнен с возможностью отображения изображения прицепа с наложенной меткой. Достигается повышение возможности помощи водителю при управлении транспортным средством с прицепом. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при разработке бесплатформенных инерциальных навигационных систем для решения задач управления доводочными ступенями различного назначения

Наверх