Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности



Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности

 


Владельцы патента RU 2487318:

Григорьев Виктор Евгеньевич (RU)
Макаров Николай Николаевич (RU)
Писарев Валерий Михайлович (RU)
Салычев Олег Степанович (RU)

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации (БИНС) для различных классов носителей от наземных до авиационных, в частности в бесплатформенных системах ориентации (БСО). Технический результат - повышение точности угловой ориентации. Для этого БСО содержит две вычислительные платформы, каждая из которых реализует свой закон управления. Одна из них осуществляет демпфирование по собственным ускорениям, ограниченным линейной функцией. Вторая использует оценки адаптивного фильтра Кальмана для осуществления демпфирования ошибок. При этом если в первой платформе коэффициенты демпфирования выбираются большими, то во второй демпфирование осуществляется с малыми по величине коэффициентами. При этом под чувствительными элементами средней точности понимаются гироскопические датчики угловой скорости с нестабильностью дрейфа 0,5-10 град/ч и акселерометры с нестабильностью нуля 1·10-3 g-4·10-4 g. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации (БИНС), в частности в бесплатформенных системах ориентации (БСО). При этом под чувствительными элементами (ЧЭ) средней точности понимаются гироскопические датчики угловой скорости с нестабильностью дрейфа 0,5-10 град/ч и акселерометры с нестабильностью нуля 1·10-3g-4·10-4g.

Технический результат - повышение точности.

Для достижения данного результата БСО содержит две вычислительные платформы, каждая из которых реализует свой закон управления. Одна из них осуществляет демпфирование по собственным ускорениям, ограниченным линейной функцией. Вторая использует оценки адаптивного фильтра Калмана для осуществления демпфирования ошибок. При этом если в первой платформе коэффициенты демпфирования выбираются большими, то во второй демпфирование осуществляется с малыми по величине коэффициентами.

Изобретение относится к области бесплатформенных инерциальных систем навигации (БИНС) для различных классов носителей от наземных до авиационных.

Уровень техники

Известна комплексная навигационная система (патент РФ №2265190, МПК 601С23/00) (КНС) летательного аппарата (ЛА), включающая в свой состав навигационные датчики и системы, работающие на различных физических принципах (в том числе от системы воздушных сигналов), а также вычислительно-логические блоки комплексной системы, обеспечивающие информационный обмен между датчиками и системами и расчет необходимых параметров состояния ЛА; блок формирования невязки, обеспечивающий сравнение однотипной информации, поступающей от различных измерителей. Ограничением изобретения является избыточный набор сложных и дорогостоящих элементов и, как следствие, дороговизна всей системы в целом и невозможность реализации автономного режима работы.

Использование малогабаритных БИНС с «грубыми» чувствительными элементами описано в ряде патентов США корпорации American GNC, например, в ряде патентов о малогабаритных микромеханических инерциальных измерительных устройствах (патенты США №6671648, 6522992, 6516283) и о способах обработки измерений параметров движения с их применением (патенты США №6697758, 6651027, 6494093, 6473713, 6427131). Основное внимание в этих патентах уделено представлению преимуществ по сравнению с обычными традиционными блоками чувствительных элементов, основанных на использовании внешних датчиков навигационной информации (типа GPS), использовании демпфирования ошибок вычислительной платформы и т.д. Основным недостатком данных систем является невозможность длительного автономного режима при отключении спутниковой навигационной системы (СНС), что принципиально важно при постановке искусственных помех.

Наиболее близким аналогом к предлагаемому устройству является бесплатформенная система ориентации на грубых чувствительных элементах (патент РФ №2382988 МПК 601С23/00). Данная система осуществляет демпфирование ошибок с использованием разности ускорений БИНС и СВС.

Основным недостатком такой системы является принципиальная невозможность автономного определения всех трех углов ориентации, а также не очень высокая точность их определения даже при наличии сигнала СВС.

Таким образом, главная задача изобретения - существенное повышение точности определения углов ориентации, а также возможность автономного их счисления.

Раскрытие изобретения

Для снижения указанных недостатков, влияющих на точность и автономность счисления углов ориентации, предлагается следующее техническое решение.

Технический результат достигается тем, что в БСО реализуются две вычислительные платформы, каждая из которых имеет свой закон управления (демпфирования ошибок), зависящий как от текущих составляющих горизонтальных ускорений, так и от оценок ошибок ускорений адаптивного фильтра Калмана. Для достижения технического результата устройство предлагаемой системы содержит блок ЧЭ, состоящий из трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей (ДУС), установленных по трем ортогональным осям, выносной магнитный компас, две вычислительные платформы и мастер-фильтр. Выходы блока чувствительных элементов соединены с соответствующими входами 1-й и 2-й вычислительной платформы. Выходы 1-й платформы по тангажу и крену и 2-й по тангажу, крену и курсу соединены с соответствующими входами мастер-фильтра. Выход магнитного компаса соединен с соответствующим входом мастер-фильтра.

Базовые реализации платформ и мастер-фильтра следующие.

Первая платформа содержит следующие блоки: блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, 1-й блок кватернионных вычислений, 2-й блок кватернионных вычислений, блок формирования сигналов демпфирования, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации. Выход блока чувствительных элементов по ускорениям соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, а выход блока ЧЭ по угловым скоростям соединен с соответствующим входом 1-го блока кватернионных вычислений, выход которого соединен с соответствующим входом 2-го блока кватернионных вычислений, выход которого соединен с соответствующим входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов и соответствующим входом обратной связи первого кватернионного блока. Выход блока вычисления матрицы направляющих косинусов подается на соответствующий вход блока пересчета ускорений, выход которого поступает на соответствующие входы блока вычисления линейных и угловых скоростей и блока формирования сигналов демпфирования, выход которого поступает на вход 2-го кватернионного блока. Выход блока вычисления линейных и угловых скоростей поступает на соответствующий вход 2-го кватернионного блока. Выходы углов блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации являются выходами первой платформы. Вторая платформа аналогично первой платформе содержит блок пересчета ускорений, блок вычисления скоростей, первый и второй кватернионные блоки, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации, блок демпфирования, а также дополнительно адаптивный фильтр Калмана. Выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен со входом блока вычисления скоростей и соответствующим входом фильтра Калмана, выход которого соединен с соответствующим входом блока формирования сигналов демпфирования, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока. Выход блока вычисления скоростей соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока. Выход блока ЧЭ по угловым скоростям соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого подается на соответствующий вход второго кватернионного блока, выход которого соединен с блоком вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации, а также в обратной связи с соответствующим входом первого кватернионного блока. Выходы углов блока матрицы направляющих косинусов и углов ориентации являются выходами второй платформы.

Мастер-фильтр содержит фильтр Калмана, блок комплексирования курса и два суммирующих устройства. Выход 1-й платформы подается на первый вход первого суммирующего устройства, выход 2-й платформы подается как на второй вход первого суммирующего устройства, так и на первый вход второго суммирующего устройства, на второй вход которого поступает выход из фильтра Калмана. Выход первого суммирующего устройства поступает на вход фильтра Калмана. Выходы магнитного компаса и 2-й вычислительной платформы поступают на соответствующие входы блока комплексирования курса. Выход всей системы является выходом второго сумматора и блока комплексирования курса.

Перечень чертежей

Фиг.1 - блок-схема верхнего уровня иерархии устройства предлагаемой системы.

Фиг.2 - блок-схема устройства 1-й вычислительной платформы.

Фиг.3 - блок-схема устройства 2-й вычислительной платформы.

Фиг.4 - блок-схема устройства мастер-фильтра.

Фиг.5 - пропорциональный закон демпфирования первой платформы.

Фиг.6 - сравнение показаний крена и тангажа, полученных предлагаемым устройством и эталонной системой.

Осуществление изобретения

На Фиг.1-4 блоки системы имеют следующую сквозную нумерацию: 1 - блок чувствительных элементов трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей, размещенных по трем ортогональным осям; 2 - магнитный компас; 3, 4 - соответственно первая и вторая вычислительные платформы; 5 - мастер-фильтр; в первой вычислительной платформе 3: 6 - блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат; 7 - блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат; 8 - блок формирования сигналов демпфирования; 9, 10 - первый и второй блоки кватернионных вычислений; 11 - блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации; во второй вычислительной платформе 4: 12- блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат; 13 - блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат; 14 - адаптивный фильтр Калмана; 15 -блок формирования сигналов демпфирования; 16, 17 - первый и второй блоки кватернионных вычислений, 18 - блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации; в мастер-фильтре 5: 19, 21 - первый и второй суммирующие устройства, 20 - фильтр Калмана, 22 - блок комплексирования курса. На чертежах приняты следующие обозначения сигналов устройства: из блока 1: ab - кажущееся ускорение и ωb - угловая скорость объекта в связанной системе координат. На блок-схемах вычислительных платформ (i=1, 2 соответствует номеру платформы): aNi - ускорение и ωNi - угловая скорость объекта в навигационной системе координат платформы; ω i c - управляющая угловая скорость для демпфирования ошибок платформы; C bi N - матрица направляющих косинусов платформы; (q0,q1,q2,q3)i - кватернион поворота от связанной к навигационной системе координат платформы; ϑi - угол тангажа; γi - угол крена; Hi - угол курса. Также - оценка ошибки ускорения в навигационной системе координат, полученная адаптивным фильтром Калмана. На блок-схеме мастер-фильтра δ ϑ ^ 2 , - ошибки углов тангажа и крена, полученные фильтром Калмана; ϑf, γf, Hf - выходные значения тангажа, крена, курса.

Информационный и сигнальный обмен между входами-выходами блоков осуществляют по линиям связи, показанным на блок-схемах тонкими сплошными линиями. Линии связи представляют собой известные линии связи и информационного обмена, например, по последовательному коду, по параллельному коду, мультиплексные и др. В качестве каналов передачи данных могут использоваться различные цифровые и аналоговые каналы, например каналы информационного обмена, выполненные в соответствии с ГОСТ 18977-79 (Комплексы бортового оборудования самолетов и вертолетов. Типы функциональных связей. Виды и уровни электрических сигналов).

Устройство системы

Для повышения точности и возможности автономной работы устройство системы собрано, запрограммировано, отлажено и работает следующим образом.

БСО решает задачу автономного определения угловой ориентации объекта на основе измерений, получаемых с помощью гироскопов и акселерометров, а также внешнего магнитного компаса. По измерениям, поступающим от единственного блока чувствительных элементов, каждая вычислительная платформа формирует собственное навигационное решение, которое является наилучшим (с точки зрения минимума среднеквадратической ошибки) для данного режима полета. Конкретно для первой платформы наименьшая величина ошибки достигается в крейсерском режиме, а для второй платформы в режиме маневрирования (γ>20º, град/с). При этом параметры демпфирования меняются в зависимости от номера платформы, а также от величины (модуля) текущих ускорений. Комплексирование навигационных решений платформ позволяет сформировать единое решение, оптимальное (в среднеквадратическом смысле) для всей совокупности режимов полета носителя, фиксируемых его измеряемыми параметрами движения, и таким образом повысить точность определения углов ориентации. Кроме того, в данном устройстве не используется система воздушных сигналов (СВС), так что данное решение навигационной задачи является абсолютно автономным. Комплексирование двух платформ позволяет сформировать единое решение, оптимальное (в среднеквадратическом смысле) для всей совокупности режимов полета. На Фиг.2 представлена функциональная схема первой вычислительной платформы. Это базовая платформа, которая работает в своих базовых блоках пересчета ускорений, вычисления скоростей, первом и втором кватернионных блоках, блоке вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации. По величинам угловых скоростей ωb, измеренных датчиками угловой скорости блока 1, рассчитывают элементы кватерниона конечного поворота от связанной системы координат к инерциальной (блок 9), а затем от инерциальной системы координат к навигационной (блок 10). По элементам кватерниона конечного поворота (q0, q1, q2, q3) в блоке 11 вычисляются элементы матрицы направляющих косинусов C b 1 N перехода от связанной системы координат к навигационной, а также элементы кватерниона используют в блоке 9 на следующем шаге дискретных вычислений. В блоке 6 при помощи матрицы направляющих косинусов осуществляется пересчет ускорений ab, измеренных акселерометрами блока 1, в навигационную систему координат a N = C b1 N a b .

Затем в блоке 7 осуществляют вычисление линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, рассчитанные угловые скорости поступают на вход блока 10. Углы ориентации (тангаж, крен, курс) вычисляются в блоке 11 по элементам матрицы направляющих косинусов.

Аналогично первой платформе работает и вторая, но у нее есть существенное отличие в формировании сигналов демпфирования. Хотя реализация демпфирования разная и имеет разные параметры, но в обеих платформах сформированный сигнал демпфирования ω N c поступает во второй блок вычисления кватернионов.

В первой платформе демпфирование осуществляется в соответствии с законом, представленным на Фиг.5, с использованием показаний собственных ускорений навигационной системы. Формирование сигналов демпфирования осуществляется в блоке 8 по следующим уравнениям:

ω x c = K a y N + 0 t K b a y N d t

ω y c = K a x N + 0 t K b a x N d t

здесь обозначены ω x c , ω y c - проекции управляющей угловой скорости ω N c для демпфирования ошибок платформы;

a x N , a y N - проекции ускорения aN у навигационной системы координат;

K, Kb - параметры демпфирования, зависящие от текущего значения модуля ускорений (см. Фиг.5).

Указанные сигналы ω x c , ω y c поступают на вход второго блока кватернионных расчетов (блок 10).

Осуществляемое таким образом автономное демпфирование будет обладать достаточно высокой точностью при крейсерском полете. Однако при осуществлении маневра первая платформа будет возмущаться собственными ускорениями. Чтобы избавиться от данной возмущаемости параметры демпфирования зависят от текущего ускорения в соответствии с законом, представленным на Фиг.5.

На Фиг.3 приведена функциональная схема второй платформы. Здесь все связи и блоки совпадают с первой вычислительной платформой за исключением введения дополнительного блока адаптивного (к параметрам движения носителя) фильтра Калмана (блок 14), на вход которого поступает ускорение навигационной системы. Основной особенностью второй платформы является фильтрация ускорений фильтром Калмана и оценка ошибок этих ускорений, после чего оценки подаются в качестве сигналов демпфирования на второй блок кватернионных вычислений (блок 17). При этом параметры демпфирования на два порядка меньше, чем в первой

платформе (например, K=0,03 с2/м, Kb=2·10-5 с/м), а уравнения демпфирования полностью совпадают с уравнениями для первой платформы. Отличием предлагаемого адаптивного фильтра Калмана от традиционного адаптивного фильтра является выбор ковариационной матрицы измерительных шумов от квадрата величины обновляемого процесса. Использование второй платформы позволяет осуществить точное счисление тангажа и крена в области высоких частот, а первая платформа обеспечивает точность счисления в области низких частот. Задачей комплексирования информации является выделение низкочастотных ошибок по разности измерений второй и первой платформ и компенсации их на выходе второй платформы, что и осуществляет мастер-фильтр.

В мастер-фильтре реализуется фильтр Калмана (блок 20), оценки которого поступают на сумматор (блок 21), выходы которого по тангажу и крену являются выходами БСО. Для определения текущего курса в блоке комплексирования (блок 22) реализуется следующее уравнение

Hf=H2+K·(Hмаг-H2),

здесь Hf - выходной курс;

Н2 - курс со второй платформы;

Hмаг - выходной сигнал магнитного курса.

Данное техническое устройство реализовано компанией «ТеКнол» в серийном изделии «КомпаНав-4». Это первое в России изделие, способное обеспечивать точное определение углов ориентации абсолютно автономно на базе микромеханических чувствительных элементов.

На Фиг.6, 7 представлены показания предлагаемой БСО по сравнению с эталонной системой (СБКВ) на базе волоконно-оптических гироскопов. Сравнение показаний систем позволяет сделать вывод о том, что предложенное устройство осуществляет точное определение тангажа и крена даже при отсутствии системы воздушных сигналов.

1. Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности, содержащая блок чувствительных элементов (ЧЭ) из трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости по трем ортогональным осям, магнитный компас, две вычислительные платформы, мастер-фильтр; при этом выходы сигналов блока ЧЭ соединены с соответствующими входами первой и второй вычислительных платформ, выходы первой платформы по тангажу и крену и второй платформы по тангажу, крену и курсу соединены с соответствующими входами мастер-фильтра, выход магнитного компаса соединен с соответствующим входом мастер-фильтра, выходы мастер-фильтра по углам ориентации являются выходами системы.

2. Система по п.1, содержащая первую платформу, в составе которой блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, первый блок кватернионных вычислений, второй блок кватернионных вычислений, блок формирования сигналов демпфирования, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации; выход блока ЧЭ по ускорениям соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, а выход блока ЧЭ по угловым скоростям соединен с соответствующим входом первого блока кватернионных вычислений, выход которого соединен с соответствующим входом второго блока кватернионных вычислений, выход которого соединен с соответствующим входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов, а также в обратной связи с входом первого кватернионного блока, выход блока вычисления матрицы направляющих косинусов подается на соответствующий вход блока пересчета ускорений, выходы которого поступают на соответствующие входы блока вычисления линейных и угловых скоростей и блока формирования сигналов демпфирования, выход которого поступает на вход второго кватернионного блока, выход блока вычисления линейных и угловых скоростей поступает на соответствующий вход второго кватернионного блока, выходы блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации являются выходами первой платформы.

3. Система по п.1, содержащая вторую вычислительную платформу, в составе которой блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, первый и второй блоки кватернионных вычислений, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации, блок формирования сигналов демпфирования, а также адаптивный фильтр Калмана; при этом выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен с входом блока вычисления скоростей и с соответствующим входом фильтра Калмана, выход которого соединен с соответствующим входом блока формирования сигналов демпфирования, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, выход блока вычисления скоростей соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, выход блока ЧЭ по угловым скоростям соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого подается на соответствующий вход второго кватернионного блока, выход которою соединен с соответствующим входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации, а также в обратной связи с соответствующим входом первого кватернионного блока, выходы блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации подаются на соответствующий вход блока пересчета ускорений, выходы углов блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации являются выходами второй платформы.

4. Система по п.1, содержащая мастер-фильтр, в состав которого входит фильтр Калмана, блок комплексирования курса и два суммирующих устройства; выход первой платформы подается со знаком минус на первый вход первого суммирующего устройства, выход второй платформы подается как на второй вход первого суммирующего устройства, так и на первый вход второго суммирующего устройства, на второй вход которого с минусом поступает выход фильтра Калмана; выход первого суммирующего устройства поступает на соответствующий вход фильтра Калмана, выход магнитного компаса и выход второй платформы поступают на соответствующие входы блока комплексирования курса, выход всей системы является выходом второго сумматора и блока комплексирования курса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации самолетов и вертолетов. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения координат подвижных наземных объектов, в частности автотранспортных средств, особенно в автономных навигационных системах.

Изобретение относится к космической радионавигации и может применяться в измерительных средствах определения ориентации космического аппарата, предназначенных для коррекции параметров ориентации бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС).

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано для повышения непрерывности обслуживания пользователей широкозонных дифференциальных подсистем (ШДПС) спутниковых радионавигационных систем (СРНС) GPS (Global Positioning System) и ГЛОНАСС (Глобальная навигационная система) в условиях воздействия внезапных неблагоприятных факторов, таких как геомагнитные возмущения, мощные кратковременные радиошумы, локальные шумы многолучевости.

Изобретение относится к области морской геодезии и может быть использовано для определения уклонения отвесной линии (УОЛ) в океане на подвижном объекте в целях навигационно-гидрографического обеспечения его навигационного комплекса.

Изобретение относится к области неразрушающего контроля и может быть использовано для проверки пространственного положения магистральных трубопроводов большой протяженности и привязки их продольной оси к топографическим или географическим картам.

Изобретение относится к области внутритрубных инспектирующих снарядов, предназначенных для автономного определения геодезических координат трассы подземных газо- и нефтепроводов.

Изобретение относится к области определения пилотажно-навигационных параметров ЛА. .

Изобретение относится к измерительной технике и может использоваться в инерциальных системах ориентации и навигации. .

Изобретение относится к средствам ориентации и навигации объектов, подвижных в тех или иных средах, в частности внутритрубных инспектирующих снарядов магистральных трубопроводов.

Изобретение относится к области навигационного приборостения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС) и бесплатформенных инерциальных системах ориентации (БИСО) на трехосных волоконно-оптических гироскопах (ТВОГ) с одним общим источником излучения (ОИИ). Технический результат - повышение точности. Для этого измеряют корреляционную матрицу шумов (КМШ) ТВОГ с ОИИ в условиях, максимально приближенных к условиям использования БИСО на управляемом объекте (УО); вычисляют оптимальную ориентацию (оптимальные ориентации) связанного базиса относительно корпуса УО, при которой (которых) проекции вектора измеряемой абсолютной угловой скорости (ВАУС) УО на оси связанного базиса таковы, что по определенному критерию обеспечивается минимум дисперсии ошибки БИСО; устанавливают БИСО на основе ТВОГ с ОИИ на УО и ориентируют оси чувствительности ТВОГ относительно измеряемого ВАУС УО по определенному критерию так, чтобы обеспечить минимум дисперсии ошибки БИСО. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации самолетов и вертолетов. Технический результат - повышение точности пилотирования ЛА за счет введения калибровки магнитометра. Существенным отличием устройства является введение первого и второго устройства интерфейса и коммутирующего устройства. Существенным отличием способа является сравнение вычисленного фильтром гиромагнитного курса с истинным магнитным курсом, полученным через первое и второе устройства интерфейса. Разность вычисленного гиромагнитного курса и истинного магнитного курса вводят в ПЗУ каждого измерительного блока, после чего, разворачивая ЛА на углы, кратные 45°, разности гиромагнитного курса по отношению к истинным вводят в ПЗУ и используют при полете ЛА. Предложенное устройство используется в датчике курса и вертикали. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к наземным робототехническим средствам транспорта груза в заданную точку пространства, а также доставке роботизированного средства в заданное место для выполнения им иных функций без присутствия человека. Техническим результатом является повышение эффективности управления роботизированным средством. В заявленном способе оператор на снимках отмечает ориентир, а также дает команду роботизированному средству о движении на заданное расстояние по отношению к выделенному ориентиру и задает траекторию движении. Далее через бортовое устройство управления роботизированное средство разворачивают для движения по заданной траектории, при этом отслеживают движение образа-ориентира на цифровых снимках с бортовых видеокамер. Далее осуществляют движение по заданной траектории, при этом постоянно вычисляют расстояние до ориентира, а также положение ориентира в поле зрения видеокамер и его масштаб при правильной траектории движения, причем при движении роботизированного средства с помощью устройства управления минимизируют разницу между ожидаемым положением центра ориентира или его оконечными точками и реально наблюдаемым положением центра ориентира или его оконечными точками. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к измерительным системам и может быть использовано при измерении курса летательного аппарата. Новизна способа заключается в том, что в оптико-электронной системе переднего обзора измеряют углы ориентации относительно строительных осей ЛА гиростабилизированного поля зрения телевизионного (ТВ) или тепловизионного (ТП) датчика изображений (ДИ), в котором оптическое изображение формируется в фокальной плоскости и считывается матричными чувствительными элементами, выделяют по ТВ/ТП изображениям опорные точки на поверхности Земли для их дальнейшего сопровождения, фиксируют траектории перемещения изображений опорных точек по фокальной плоскости ДИ, сопровождая их на последовательности кадров и регистрируя их координаты, моменты времени формирования соответствующих кадров, углы ориентации поля зрения ДИ относительно строительных осей ЛА, показания датчиков ускорений и формируемые с помощью СНС и ИНС оценки составляющих вектора скорости по строительным осям ЛА в эти моменты времени, выделяют на траекториях пары одновременно формируемых участков, для каждой пары выделенных участков траекторий определяют координаты точки схождения как точки пересечения продолжений хорд, стягивающих эти участки, определяют параметры угловых положений линий визирования, проходящих через полученные точки схождения, и центр проекции, который используется в ДИ для формирования оптического изображения, находя тем самым направления векторов средних скоростей ЛА на интервалах времени формирования выделенных пар участков траекторий движения изображений опорных точек по фокальной плоскости, используя зарегистрированные данные корректируют полученные направления векторов средних скоростей ЛА, приводя их к текущему моменту времени, определяют параметры углового положения вектора скорости ЛА в текущий момент времени относительно системы координат, связанной с полем зрения ДИ, как результат осреднения скорректированных параметров углового положения векторов средних скоростей ЛА, по найденным параметрам углового положения вектора скорости ЛА, углам ориентации поля зрения ДИ относительно строительных осей ЛА и углам крена и тангажа в текущий момент времени определяют углы, задающие направление полета относительно строительных осей ЛА и направление вектора путевой скорости ЛА относительно проекции продольной оси ЛА на горизонтальную плоскость (угол сноса). Технический результат заключается в повышении точности измерения курса летательного аппарата. 1 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способу определения углового положения (в частности, угла крена) объекта, стабилизированного вращением (ОСВ), в пространстве. Способ определения угла крена объекта, стабилизированного вращением (ОСВ), заключается в том, что начиная с момента начала движения t0, на который известен априори угол крена объекта φнач, измеряют угловую скорость вращения ОСВ ω(t), путем интегрирования которой по времени от момента τ0 до конечного известного момента tk определяют величину изменения угла крена объекта, а величину угла крена φ(tk) на момент tk определяют согласно выражению: . При этом производят наблюдение за физическим параметром P(t), функционально связанным с изменением угла крена ОСВ, формируют, по меньшей мере, два раза момент τ0, являющийся характерной точкой на графике изменения физического параметра, например переходом физического параметра P(t) через «ноль» на участке установившегося движения. А интегрирование угловой скорости вращения ОСВ по времени осуществляют от момента начала движения t0 до первого сформированного момента τ0 нач и фиксируют величину интеграла - . Причем наблюдение за физическим параметром P(t) прекращают до возобновления в момент сформированного последующего второго момента τ0 посл, максимально приближенного к моменту tk, при этом изменение угла крена Δφ(t) относительно момента τ0 посл вычисляют согласно выражению: , где τ - измеренное время от τ0 посл до момента tk; Тпосл - измеренный период вращения в процессе формирования момента τ0 посл, а величину угла крена объекта φ(tk) на момент tk определяют согласно выражению: . Изобретение обеспечивает повышение точности определения угла крена ОСВ. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах морской геодезии. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого дополнительно введена косвенная стабилизированная в горизонте платформа, на которой установлены три моментных электродвигателя с сервоприводом, четыре акселерометра с вертикальной осью чувствительности и с механизмом их перемещения в горизонте первой пары акселерометров навстречу друг другу по заданному направлению и второй пары акселерометров навстречу друг другу по направлению, перпендикулярному заданному направлению перемещения первой пары акселерометров, измеритель линейной скорости перемещения акселерометров относительно подвижного объекта, регистратор моментов встречи двух акселерометров на траверзе первой и второй пары, при этом все устройства функционально связаны через введенный блок управления с бортовым вычислителем, в котором вычисляют искомые значения составляющих уклонения отвесной линии в меридиане и в первом вертикале. 3 ил.

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА). Для достижения этой цели дополнительно осуществляют компенсацию погрешностей блока акселерометров за счет погрешностей акселерометров второго блока путем разворота чувствительных элементов до достижения максимума разности показаний акселерометров, приведенных к единой системе координат. Устройство является инерциальной навигационной мультисистемой, содержащей два навигационных вычислителя, два блока гироскопов, два блока акселерометров и систему управления пространственным положением блоками чувствительных элементов. Технический результат - повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета летательного аппарата. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройствам для измерения величины (модуля) и угла направления (аэродинамического угла) вектора истинной воздушной скорости, а также других высотно-скоростных параметров летательного аппарата (ЛА), определяющих движение ЛА относительно окружающей воздушной среды. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Предложенное устройство содержит генератор ионных меток, канал регистрации ионных меток в виде системы приемных электродов, расположенных по окружности с центром в точке генерации ионных меток, и блока предварительных усилителей, измерительную схему в виде канала определения рабочего сектора, являющегося каналом грубого отсчета, канала точного измерения угла в рабочем секторе и канала истинной воздушной скорости, подключенных ко входу вычислительного устройства, выходы которого являются цифровыми выходами по аэродинамическому углу и истинной воздушной скорости. 4 ил.
Наверх