Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на "грубых" чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков



Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на грубых чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков
Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на грубых чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков
Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на грубых чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков
Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на грубых чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков
Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на грубых чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков
Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на грубых чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков
Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на грубых чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков

 


Владельцы патента RU 2548115:

Морской гидрофизический институт (RU)

Изобретения относятся к области приборостроения, являются средствами навигации, у которых система ориентации интегрирована с гидростатическим блоком наклона (ГБН) и трехосевым компасом, и могут быть использованы.для морских объектов.

Единый технический результат группы изобретений - повышение точности определения выходных навигационных параметров бесплатформенной инерциальной системы ориентации (углов ориентации, линейных скоростей и координат местоположения) за счет определения углов наклона между связанной и навигационной системами координат и определения угла азимута.

Сущность изобретения-устройства: бесплатформенный навигационный комплекс содержит инерциальную систему ориентации (ИСО) на "грубых" чувствительных элементах, которая подключена к вычислительной платформе и включает расположенные по трем ортогональным осям ИСО три акселерометра и три датчика угловых скоростей. Комплекс также содержит подключенные к вычислительной платформе трехосевой магнитный компас и гидростатический блок наклона (ГБН), содержащий три дифференциальных датчика гидростатического давления, расположенных по трем ортогональным осям ГБН на концах равных по длине баз.

Сущность изобретения-способа: по сигналам трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей, расположенных по трем ортогональным осям ИСО, вычисляют углы ориентации путем расчета матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат. Производят компенсацию погрешностей сигналов ускорений акселерометров, производят пересчет ускорений из связанной системы координат в навигационную систему и определяют текущие скорости и приращения координат. Производят измерения трехосевым магнитным компасом и тремя дифференциальными датчиками давления, расположенными по трем ортогональным осям на концах равных по

длине баз. По показаниям компаса и датчиков давления вычисляют углы наклона между связанной и навигационной системами координат, по показаниям компаса, вычисляют угол азимута. С учетом полученных значений углов наклона и азимута корректируют показания акселерометров и датчиков угловых скоростей. 2 н. п-та ф-лы.

 

Изобретения относятся к области приборостроения, являются средствами навигации, у которых система ориентации интегрирована с гидростатическим блоком наклона (ГБН) и трехосевым компасом, и могут быть использованы для морских объектов.

Использование малогабаритных бесплатформенных инерциальных систем ориентации (ИСО) с "грубыми" чувствительными элементами (ЧЭ) типа MËMS (Microelectromechanical System - микроэлектронных механических систем) описано в целом ряде патентов США корпорации American GNC, например, в ряде патентов о микро (малогабаритных) инерциальных измерительных устройствах (ИИУ) (патенты US №№: 6 671 648; 6 522 922; 6 516 283) и о способах обработки измерений параметров движения с их применением (патенты US №№: 6 697 758; 6 651 027; 6 494 093; 6 473 713; 6 427 131). Известны также навигационные системы, описанные в патентах Российской Федерации (патенты RU №№: 2345326; 2348903).

Основное внимание в этих патентах уделено представлению преимуществ πα сравнению с "обычными" традиционными ИИУ дешевого микроблока ИИУ на "грубых" ЧЭ в бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) с вычислительной навигационной платформой с применением в ней контуров демпфирования и других внешних корректирующих средств.

Способ определения навигационных параметров с помощью БИНС по патенту RU № 2348903 основан на использовании сигналов блока акселерометров и гироскопических датчиков угловых скоростей и заключается в следующем. Производят расчет матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат, компенсируют погрешности акселерометров за счет учета вращения связанной системы, осуществляют пересчет показаний акселерометров из связанной в навигационную систему координат и их интегрирование для расчета текущих скоростей и приращений координат. При этом осуществляют разные режимы движения носителя, на котором установлена БИНС. Этими режимами являются сильный маневр, слабое маневрирование и крейсерское движение без маневрирования. При этом измеряют параметры движения носителя. Этими параметрами являются крен, производная курса и' ускорение носителя в плоскости горизонта. Далее эти параметры используют для вычисления коэффициентов усиления систем, реализующих индивидуальные законы управления параллельно вычисляемых матриц направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат по одним и тем же показаниям акселерометров и датчиков угловых скоростей. Для каждой вычислительной матрицы направляющих косинусов определяют собственные навигационные параметры, имеющие различный частотный характер ошибок. И ошибки вычисления каждой из матриц также имеют различный частотный спектр в зависимости от режимов движения носителя. Навигационные параметры для каждой вычислительной матрицы направляющих косинусов подают на входы мастер-фильтра, формирующего оптимальную комбинацию навигационных решений в зависимости от частотного диапазона их ошибок, а также от параметров движения носителя.

Недостатком этого аналога является необходимость учитывать разные режимы движения носителя, на котором установлена БИНС, что для морских объектов в большинстве случаев неприемлемо.

Наиболее близким по совокупности признаков аналогом заявленных технических решений может считаться способ определения навигационных параметров по патенту США № 5 422 817, поэтому он выбран в качестве прототипа для каждого из изобретений, входящих в заявленную группу.

Сходными с признаками прототипа являются следующие признаки заявленного бесплатформенного навигационного комплекса: инерциальная система ориентации (ИСО) на "грубых" чувствительных элементах, которая подключена к вычислительной платформе и включает расположенные по трем ортогональным осям ИСО три акселерометра и три датчика угловых скоростей.

Сходными с признаками прототипа являются такие признаки заявленного способа коррекции инерциальных датчиков бесплатформенного навигационного комплекса с ИСО на "грубых" ЧЭ: по сигналам трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей, расположенных по трем ортогональным осям ИСО, вычисляют углы ориентации путем расчета матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат, производят компенсацию погрешностей сигналов ускорений акселерометров, производят пересчет ускорений из связанной системы координат в навигационную систему и определяют текущие скорости и приращения координат.

У прототипа имеется традиционный- недостаток любых инерциальных. систем навигации, заключающийся в том, что ошибки в определении ориентации однозначно определяются точностью датчиков угловых скоростей (ДУС) и акселерометров, тогда как ошибки в определении координат растут с течением времени пропорционально скорости дрейфа ДУС. Этот недостаток, особенно для относительно "грубых" чувствительных элементов (ДУС и акселерометров соответственно на уровне 0,1 град/с и 10-3g), приводит к тому, что через некоторое время автономной работы (это зависит от точности чувствительных элементов) вычисленная на борту носителя навигационная система будет отличаться от истинной навигационной системы на большие углы, что фактически ведет к неработоспособности способа навигации. Ограниченность этого традиционного метода заключается в том, что ошибки инерциальной системы неотделимы от полезного сигнала (то есть истинных навигационных параметров). Этот вывод. основан на том факте, что ошибки инерциальной системы имеют низкочастотный характер, так называемые шулеровские колебания, которые неотделимы от реальных движений носителя, на котором установлена система.

Надо заметить, что традиционный метод счисления навигационных параметров не зависит от параметров движения объекта, то есть точность системы (в первом приближении) не зависит от того, с какими парамеграми двигается носитель, то есть, совершает ли маневр или двигается с постоянной скоростью (крейсерский режим). Ошибки традиционного метода зависят исключительно от точности чувствительных элементов и никаким образом не корректируются внутренними связями.

В основу изобретения поставлена задача создания двух связанных единым изобретательским замыслом технических решений, а именно бесплатформенного навигационного комплекса с инерциальной системой ориентации на "грубых" чувствительных элементах и способа коррекции инерциальных датчиков этого навигационного комплекса, совокупностью существенных признаков каждого их которых обеспечивается достижение единого нового технического свойства -устранение погрешностей определения параметров инерционной системы навигации за счет возможности определения углов наклона между связанной и навигационной системами координат и определения угла азимута.

Указанное новое свойство обеспечивает достижение единого технического результата заявленной группы изобретений - повышение точности определения выходных навигационных параметров бесплатформенной инерциальной системы ориентации - углов ориентации, линейных скоростей и координат ' местоположения.

Задача изобретения решается тем, что в бесплатформенном навигационном комплексе, содержащем инерциальную систему ориентации (ИСО) на "грубых" чувствительных элементах, которая подключена к вычислительной платформе и включает расположенные по трем ортогональным осям ИСО три акселерометра и три датчика угловых скоростей, новым является то, что комплекс дополнительно содержит подключенные к вычислительной платформе трехосевой магнитный компас и гидростатический блок наклона (ГБН), содержащий три дифференциальных датчика гидростатического давления, расположенных по трем ортогональным осям ГБН на концах равных по длине баз.

Задача изобретения решается также тем, что в способе коррекции инерциальных датчиков бесплатформенного навигационного комплекса с ИСО на "грубых" чувствительных элементах, заключающемся в том, что по сигналам трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей, расположенных по трем ортогональным осям ИСО, вычисляют углы ориентации путем расчета матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат, производят компенсацию погрешностей сигналов ускорений акселерометров, производят пересчет ускорений из связанной системы координат в навигационную систему и определяют текущие скорости и приращения координат.

новым является то, что, что дополнительно производят измерения трехосевым магнитным компасом и тремя дифференциальными датчиками давления, расположенными по трем ортогональным осям на концах равных по длине баз, по показаниям компаса и датчиков давления вычисляют углы наклона между связанной и навигационной системами координат, по показаниям компаса вычисляют угол азимута, и с учетом полученных значений углов наклона и азимута корректируют показания акселерометров и датчиков угловых скоростей.

Сущность изобретения поясняется с помощью иллюстраций, на которых в обобщенном виде изображено: фиг. 1 - блок-схема традиционного алгоритма вычисления параметров бесплатформенного навигационного комплекса с ИСО на "грубых" чувствительных элементах; фиг. 2 - блок-схема алгоритма вычисления. навигационных параметров согласно заявленному изобретению.

Традиционно построенный навигационный комплекс (фиг. 1) содержит инерциальную систему ориентации ИСО 1 на "грубых" чувствительных элементах, подключенную к вычислительной платформе 2. ИСО 1 содержит расположенные по трем ее ортогональным осям три акселерометра и три датчика угловьгх скоростей. Выходом этого навигационного комплекса, т.е. выходом вычислительной платформы 2, являются углы ориентации.

Вычислительная платформа 2 в процессе определения скорректированных навигационных параметров осуществляет следующие функции:

- компенсация погрешностей акселерометров за счет учета вращения связанной системы координат;

- вычисление матрицы направляющих косинусов между связанной и инерциальной системой;

- перерасчет ускорений из связанной в навигационную систему;

- вычисление скоростей и координат.

Заявленный бесплатформенный навигационный комплекс (фиг. 2), так же, как и прототип, содержит инерциальную систему ориентации ИСО 1 на "грубых" чувствительных элементах, которая подключена к вычислительной платформе 2 и содержит расположенные по трем ортогональным осям ИСО три акселерометра и три датчика угловых скоростей. При этом выходом комплекса, как и в прототипе, являются углы ориентации.

В алгоритме работы вычислительной платформы 2 также имеются функции, присущие работе вычислительной платформы в прототипе: компенсация погрешностей акселерометров за счет учета вращения связанной системы координат; вычисление матрицы направляющих косинусов между связанной и инерциальной системой; перерасчет ускорений из связанной в навигационную систему; вычисление скоростей и координат.

Согласно изобретению, для компенсациии погрешностей измерений (коррекции инерционных датчиков), навигационный комплекс дополнительно содержит трехосевой магнитный компас 3, подключенный к вычислительной платформе 2, и гидростатический блок наклона ГБН 4, который также подключен к вычислительной платформе 2 и содержит чувствительные элементы - три дифференциальных датчика гидростатического давления, расположенных по. трем ортогональным осям ГБН на концах равных по длине баз.

При этом вычислительная платформа 2 осуществляет дополнительные, по сравнению с прототипом, функции:

- коррекция углов ориентации;

- преобразование дифференциального давления в углы.

Работа заявленного устройства и его преимущества поясняются путем сопоставления с работой прототипа.

В прототипе после получения вычислительной платформой 2 сигналов от акселерометров системы ИСО 1 производится компенсация ошибок акселерометров, вызванных вращением связанной системы координат. Далее происходит перерасчет ускорений из связанной в навигационную систему. Матрицу направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат рассчитывают (обычно через кватернионные преобразования) по угловым скоростям связанной и навигационной систем координат. При этом сигналы угловых скоростей связанной системы координат поступают непосредственно из системы 1 "грубых" чувствительных элементов датчиков, а угловые скорости навигационной системы координат рассчитывают путем интегрирования ускорений навигационной системы. Второе интегрирование указанных ускорений обеспечивает определение приращений координат.

Из работы прототипа очевидно, что точность системы напрямую зависит от

погрешностей "грубых" чувствительных элементов.

Заявленный навигационный комплекс отличается от прототипа тем, что для устранения фактора влияния этих погрешностей в него дополнительно введены трехосевой магнитный компас 3 и гидростатический блок наклона ГБН 4.

Заявленный способ коррекции инерциальных датчиков системы ИСО навигационного комплекса осуществляется следующим образом.

В вычислительную платформу 2 с определенным интервалом времени поступает информация с трехосевого компаса 3. Величина этого инτepвaлá определяется из расчета дрейфа нуля гироскопа (датчика угловых скоростей) и в среднем составляет несколько минут. С гидростатического блока наклона 4 в вычислительнудо. платформу 2 также поступает информация. Платформа 2 осуществляет преобразование дифференциального давления в углы, на основе чего производит коррекцию углов ориентации.

Алгоритм расчета заключается в вычислении углов наклона измерителя α, β, γ относительно осей z, x, у. Ось z расположена строго вертикально. Информация о дифференциальном давлении ΔРх, ΔРу, ΔРz поступает из блока 4 чувствительных элементов - трех дифференциальных датчиков давления.

Искомое дифференциальное давление по вертикали ΔΡ вычисляется по формуле

Зная ΔΡ и его составляющие по всем осям, всегда можно вычислить угол наклона измерителя α относительно вертикали

Аналогично можно вычислить углы наклона β и γ по осям x и у, которые однозначно задают положение плоскости А1-А2, В1-В2 к горизонтальной плоскости. Угол β по оси x, и угол γ по оси у вычисляются по формулам

Вычислительная платформа 2 через определенное время после коррекции углов ориентации (интервал времени определяется дрейфом гироскопов) осуществляет вычисление матрицы направляющих косинусов между связанной и инерциальной системой и проводит компенсацию погрешностей акселерометров за счет учета вращения связанной системы координат. Полученные скорректированные значения участвуют в вычислении скоростей и координат.

Таким образом, по показаниям трехосевого магнитного компаса и трех дифференциальных датчиков давления, расположенных по трем ортогональным осям на концах равных по длине баз, вычисляют углы наклона между связанной и навигационной системами координат и угол азимута. Полученные значения используют для корректировки показаний инерциальных датчиков -акселерометров и гироскопов ИСО.

При таком алгоритме корректировки в вычислительной платформе 2 фактически происходит коррекция дрейфа гироскопов, которые работают в стабильно небольшой промежуток времени. В то же время гидростатический блок наклона плохо работает в верхнем слое океана, где наблюдается поверхностное волнение, и в этом случае используют показания гироскопов.

Время осреднения компаса может достигать несколько секунд. Иногда осреднение необходимо увеличивать до нескольких минут, например, при приближении грозового фронта.

Длину измерительной базы ГБН навигационной системы выбирают, в зависимости от того, на какой прибор будет устанавливаться навигационный комплекс и с какой точностью необходимо определять навигационный параметры.

При испытаниях, проведенных заявителем, Морским гидрофизическим институтом НАН Украины, в навигационном комплексе в ГБН были установлены три дифференциальных датчика давления фирмы Freescale Semiconductor.

Суммарная погрешность датчиков MPXV7002DP составляет 2,5%, в которую входит и погрешность от временной нестабильности. Диапазон измерения дифференциального давления ±2кПа. Расчетная длина базы не должна превышать:

где ΔΡ - величина диапазона дифференциального давления, кПа; ρ - плотность воды; g - величина ускорения свободного падения.

В нашем случае длина базы не должна превышать 40 см, что удовлетворяет * условию формулы 5. С учетом того, что на практике угол наклона гидрологических приборов (зондирующих, автоматических буйковых станций) не превышает ~40°, по формулам 2, 3 и 4 рассчитывают погрешность полученных углов. В среднем они составляют ~3° и зависят от точности дифференциальных датчиков давления, их диапазона измерения и длины измерительной базы ГБН.

В результате испытаний было установлено, что погрешность определения углов ГБН не превысила ~3° за 8 часов работы, а уход гироскопов по углу составил ~70° за это же время. Следовательно использование данного изобретения повысит точность определения навигационных параметров для углов в 23 раза.

1. Бесплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на «грубых» чувствительных элементах, которая подключена к вычислительной платформе и содержит расположенные по трем ортогональным осям три акселерометра и три датчика угловых скоростей, отличающийся тем, что он дополнительно содержит подключенные к вычислительной платформе трехосевой магнитный компас и гидростатический блок наклона, содержащий три дифференциальных датчика гидростатического давления, расположенных по трем ортогональным осям на концах равных по длине баз.

2. Способ коррекции инерциальных датчиков бесплатформенного навигационного комплекса с инерциальной системой ориентации на «грубых» чувствительных элементах, заключающийся в том, что по сигналам трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей, расположенных по трем ортогональным осям, вычисляют углы ориентации путем расчета матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат, производят компенсацию погрешностей сигналов ускорений акселерометров, производят пересчет ускорений из связанной системы координат в навигационную систему и определяют текущие скорости и приращения координат, отличающийся тем, что дополнительно производят измерения трехосевым магнитным компасом и тремя дифференциальными датчиками давления, расположенными по трем ортогональным осям на концах, равных по длине баз, по показаниям компаса и датчиков давления вычисляют углы наклона между связанной и навигационной системами координат, по показаниям компаса вычисляют угол азимута, и с учетом полученных значений углов наклона и азимута корректируют показания акселерометров и датчиков угловых скоростей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области техники навигации наземных транспортных средств и представляет собой объединение аппаратуры счисления координат (АСК) и спутниковой навигационной аппаратуры (СНА).

Изобретение относится к информационно-вычислительным системам и устройствам, обеспечивающим решение задач дистанционного управления движением подвижных объектов по заданному алгоритму в автоматическом и ручном режимах.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах контроля целостности выходных сигналов бортовых спутниковых навигационных приемников.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых телевизионных или радиотехнических системах летательных аппаратов. Технический результат - повышение точности автономной работы инерциальной навигационной системы при прерывании радиосвязи с внешней неавтономной радионавигационной системой.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам отображения информации. Командно-пилотажный индикатор вертолета содержит экран, на котором индицируются неподвижный относительно центра отсчетный индекс «Самолет», обозначающий текущее положение вертолета в пространстве, и подвижный индекс "Лидер", имеющий возможность поворота вокруг своего центра симметрии, а также перемещения по вертикали и горизонтали относительно индекса "Самолет" и обозначающий требуемое положение в пространстве, генератор символов, соединенный с экраном, средства управления подвижным индексом "Лидер", выполненные в виде блока вычисления характеристик "Лидера".

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в малогабаритных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС), интегрированных с различными внешними системами беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в малогабаритных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС), интегрированных как со спутниковой навигационной системой (СНС), так и с одометрической системой для использования в мобильных наземных аппаратах различного типа.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации и спутниковый способ навигации, и может быть использовано при осуществлении навигации ЛА, в том числе навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях, характеризующихся повышенным уровнем изменчивости состава рабочего созвездия навигационных спутников.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к бортовым информационно-вычислительным системам (ИВС) и устройствам, обеспечивающим решение задач управления движением дистанционно-управляемых подвижных объектов, реализацию задач навигации и топопривязки, представление индикационно-управляющих параметров в реальном текущем времени.

Изобретения относится к устройству для отображения критической и второстепенной информации, установленному в кабине экипажа летательного аппарата. Техническим результатом является повышение скорости обработки и отображения полетной информации в реальном времени.

Группа изобретений относится к автономным цифровым интегрированным комплексам бортового электронного оборудования многодвигательных воздушных судов. Бортовая система информационной поддержки содержит модуль динамики взлета, модуль высотно-скоростных и метеорологических параметров, модуль летно-технических характеристик, модуль аэродинамики, модуль тяги силовых установок, модуль базы данных аэродромов и мировую базу данных рельефа подстилающей поверхности EGPWS повышенной точности в 3D формате и минимальных безопасных высот, модуль анализа и принятия решений и другие модули. В предлагаемом когнитивном формате представления информации на взлетном пилотажном индикаторе выполнены синтезированное отображение взлетно-посадочной полосы с осевой линией, номером порога взлетно-посадочной полосы, отображение границ максимально допустимого бокового отклонения судна на разбеге, другие важные отображения. На пилотажном индикаторе на фоне лобового стекла дополнительно отображены команды на подъем передней стойки, отрыв, доразгона судна до безопасных скоростей набора высоты и команды на выдерживание оптимального угла тангажа на воздушном участке взлетной дистанции, а также команды на отворот и экстренный набор высоты для предотвращения столкновения с рельефом подстилающей поверхности и искусственными препятствиями. Форматы указанных параметров отображены с использованием принципов активации визуального восприятия информации в информационной поддержке экипажа в его когнитивной деятельности с использованием принципов искусственного интеллекта, полноты представления информации, актуальности и интерактивности. В результате упрощается управление летательным аппаратом, повышается безопасность полетов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области определения высоты парашютной системы над поверхностью земли. Способ определения высоты парашютной системы заключается в определении высоты полета самолета и высоты снижения до раскрытия парашюта. Дополнительно до прыжка определяют среднюю скорость снижения парашютной системы с раскрытым основным парашютом, время снижения парашютной системы. Высоту снижения парашютной системы после раскрытия парашюта определяют по времени снижения и средней скорости снижения парашютной системы и полученное значение вычитают из высоты парашютной системы, имевшейся в момент раскрытия парашютной системы. Значение высоты над землей озвучивают звуковым сигналом. Изобретение направлено на повышение точности определения высоты и быстродействием. 1 ил.

Изобретение относится к авиационному приборостроению. Предложенный навигационный комплекс предназначен для обеспечения высокоточной навигации на основе комплексной обработки информации (КОИ) систем навигации по искусственным полям Земли (СНИПЗ) и нескольких физических полей Земли (ФПЗ). Навигационный комплекс построен по интегрально-модульной архитектуре (ИМА), для чего входящие в его состав инерциальная система (ИС), баровысотомер, датчики полей (ДП), бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) и СНИПЗ выполняются в виде отдельных модулей с соответствующими чувствительными элементами и устанавливаются в едином корпусе. Данный навигационный комплекс позволяет за счет КОИ СНИПЗ и нескольких ФПЗ повысить точностные характеристики навигационного комплекса, а также надежность его работы в условиях постановки радиопомех или выведения из строя спутниковой группировки; за счет перехода с федеративной структуры комплекса на ИМА устранить асинхронность и задержку потоков данных от ИС, ДП и баровысотомера в БЦВМ и тем самым повысить его точностные характеристики, а также снизить массу, габариты, стоимость и упростить кабельную систему на борту летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации и ориентации, в частности для коррекции погрешностей, численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС). Технический результат - повышение точности и надежности. Для этого селективный навигационный комплекс (СНК) включает ИНС с одним выходом, приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС) с одним выходом, радиолокационную станцию (РЛС) с одним выходом, блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений, имеющий три входа и один выход, фильтр Калмана и сумматор, имеющий два входа и один выход. Выход ИНС соединен с первым входом блока определения степеней наблюдаемости и формирования измерений, второй вход которого соединен с выходом ПСНС, а третий вход соединен с выходом РЛС. Выход ИНС также соединен со вторым входом сумматора, а выход фильтра Калмана соединен с первым входом сумматора. СНК снабжен квадратором и накопительным устройством, а блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений выполнен с четвертым входом. В блоке определения степеней наблюдаемости и формирования измерений в критерии степени наблюдаемости вычисляются дисперсии компонент вектора состояния в процессе полета. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области навигации и может найти применение в системах навигации автономных необитаемых подводных аппаратов (АНПА). Технический результат - снижение трудозатрат при производстве подводных работ с использованием АНПА. Для этого осуществляют определение координат места по подводным ориентирам путем измерения рельефа дна бортовой акустической аппаратурой, формирование регулярной сетки точек измеренных глубин и сравнение полученных значений глубин с эталонными глубинами, в котором при определении координат места по подводным ориентирам определяют скорость погружения автономного необитаемого подводного аппарата посредством лага для измерения скорости автономного необитаемого подводного аппарата относительно водной поверхности. При этом выполняют измерения гидрологических параметров посредством гидролокатора бокового обзора, профилографа, измерителей температуры и электропроводности, и скорости звука в морской среде, по измеренным глубинам восстанавливают рельеф местности путем построения деревьев Кронрода-Риба при сравнении измеренных значений глубин с эталонными значениями. При совпадении координат критических глубин вводят их для корректировки инерциальной навигационной системы автономного необитаемого подводного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано при проектировании инерциальных и интегрированных навигационных систем. Технический результат - повышение надежности. Для этого вычислитель начальных данных частью входов подключен к выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости и измерителя проекций вектора кажущегося ускорения, а его выходы соединены с входами вычислителя навигационных параметров и блока комплексирования информации. Остальные входы блока комплексирования информации соединены с одноименными входами вычислителя навигационных параметров и подключены непосредственно к выходам измерителя проекций кажущегося ускорения и к выходам блока обнаружения, локализации и компенсации отказа, две группы входов которого соединены соответственно с выходами измерителя проекций абсолютной угловой скорости и с выходами вспомогательного измерителя проекций абсолютной угловой скорости. Выходы системы непосредственно связаны с выходами блока комплексирования информации и вычислителя навигационных параметров. 1 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах мультимодальной навигации. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого информацию о маршруте получают с использованием первого и второго навигационных устройств. На первом устройстве получают информацию о пункте назначения, определяют навигационный маршрут передвижения до этого пункта назначения. При этом на разных участках маршрута предусмотрено использование разных видов передвижения и вывод маршрута, соответствующего одному виду передвижения. Устанавливают соединение первого устройства со вторым устройством. Получают информацию о событии, определяющем смену вида передвижения. Передают информацию о маршруте на второе устройство и выводят навигационный маршрут, соответствующий другому виду передвижения на втором устройстве. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах, в частности в гировертикалях, курсовертикалях и навигационных системах при измерении углов крена и тангажа подвижного объекта. Технический результат - повышение надежности. Для этого осуществляют измерение угловых скоростей и линейных ускорений, преобразование приращения углов крена и тангажа из связанной системы координат в инерциальную, вычисление и компенсацию ошибок определения углов крена и тангажа при допустимых для управления цифровой платформой значениях величин линейных ускорений в инерциальной системе координат, при этом обеспечена возможность выполнения вычисления и компенсации ошибок определения углов крена и тангажа при превышении допустимых для управления цифровой платформой значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат, за счет чего обеспечивается восстанавливаемость управления цифровой платформой после работы гировертикали в неуправляемом режиме, а это повышает надежность работы системы управления воздушным судном. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Предлагаемое техническое решение относится к устройствам для видеоконтроля водных акваторий с обеспечением регистрации нештатных ситуаций, связанных с движением судов по несанкционированным курсам или их нахождением в запретных зонах. Заявленное устройство содержит, по меньшей мере, одну поворотную видеокамеру видимого диапазона с Ethernet-интерфейсом и ПЗС-матрицей, устройства архивации и обработки видеоданных, обнаружения, идентификации и распознавания объектов операторов. При этом с целью постановки светящихся реперных точек, образующих опорную сетку для определения координат наблюдаемых объектов, дополнительно вводятся малогабаритные лазерные источники света. Технический результат - упрощение конструкции и повышение надежности эксплуатации при условии обеспечения возможности непрерывного определения географических координат объектов на водной поверхности контролируемой акватории. 1 ил.

Изобретение относится к навигационной технике, а именно к способам бесплатформенной инерционной навигации малогабаритных движущихся объектов. Способ бесплатформенной инерциальной навигации заключается в том, что на борту подвижного объекта устанавливают микромеханические гироскопы и акселерометры, ориентируют их оси чувствительности относительно трех ортогональных его осей, затем гироскопами измеряют проекции вектора угловых скоростей, акселерометрами - проекции вектора действующего ускорения на оси координат объекта, полученные выходные сигналы фильтруют и вычисляют навигационные параметры и параметры ориентации, введена последовательность действий, при этом на борту подвижного объекта устанавливают n тетрад микромеханических гироскопов и n тетрад микромеханических акселерометров, которые располагают осями чувствительности вдоль диагоналей куба одной механической базы, грани которой ориентируют параллельно ортогональным осям объекта, а измеренные выходные сигналы тетрад преобразуют в проекции сигналов, действующих на ортогональную систему координат объекта. Технический результат - снижение погрешностей измерения совокупности примененных в способе микромеханических чувствительных элементов. 1 ил.
Наверх