Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления

Изобретение относится к области обработки данных в бесплатформенных навигационных системах (БИНС), работающих в автономном режиме. Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой, основанный на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей, включает измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат. При этом на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты. Техническим результатом предложенного способа является существенное повышение точности автономного счисления навигационных параметров (координат, линейных скоростей, высоты). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области обработки данных в бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС), работающих в автономном режиме.

Из уровня техники известен выбранный в качестве прототипа способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой (Патент RU 2348903 C1, МПК: G01C 21/10, опубл. 10.03.2009) (фиг. 1), основанный на использовании сигналов блока акселерометров и гироскопических датчиков угловых скоростей путем расчета матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат, пересчета показаний акселерометров из связанной в навигационную систему координат и их интегрирования для расчета текущих скоростей и координат. Этот способ основан также на вычислении совокупности матриц, связывающих приборный и навигационный трехгранники. Вычисления осуществляются по одним и тем же показаниям блока чувствительных элементов (БЧЭ). Для каждой из полученных матриц вычисляются навигационные параметры. При этом каждая из матриц имеет индивидуальный закон управления и обусловливает индивидуальный частотный спектр погрешностей навигационных параметров. Выходной сигнал БИНС формируется с помощью т.н. мастер-фильтра, формирующего оптимальную комбинацию навигационных решений в зависимости от параметров движения носителя (сильный маневр, слабое маневрирование и крейсерское движение без маневрирования).

Таким образом, сущность известного способа состоит в управлении собственной частотой БИНС в зависимости от динамики движения объекта с оценкой некоторых составляющих погрешностей датчиков первичной информации и компенсацией ошибок БИНС.

Основным недостатком прототипа является то, что при совершении маневров известный способ предполагает включение традиционного режима работы БИНС. В этом случае ошибки системы зависят от точности работы БЧЭ и практически не корректируются внутренними связями, что может затруднить использование прототипа на маневренных носителях.

Техническим результатом предложенного способа является существенное повышение точности автономного счисления навигационных параметров (координат, линейных скоростей, высоты).

Технический результат достигается тем, что известный способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой основан на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей и включает измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат. При этом согласно изобретению на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты.

Технический результат достигается также тем, что бесплатформенная инерциальная навигационная система, осуществляющая предложенный способ определения навигационных параметров, включает блок чувствительных элементов, соединенный своим первым выходом с первым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов A, а вторым выходом с первым входом блока пересчета вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника, соединенного вторым входом с выходом блока вычисления матрицы направляющих косинусов A, а выходом с блоком вычисления скоростей, координат и измерения высоты, который соединен своим первым выходом со вторым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов A. При этом согласно изобретению блок вычисления скоростей и координат соединен первым выходом со входом блока вычисления вектора удельной внешней силы, пересчитанного в осях навигационного трехгранника, и соединенного выходом с первым входом блока сравнения измеренного в проекциях на оси приборного трехгранника и вычисленного векторов удельной внешней силы, при этом блок сравнения соединен вторым входом с третьим выходом блока чувствительных элементов, а выходом со входом блока вычисления поправок к координатам и высоте, который соединен выходом со входом блока фильтрации поправок, соединенного выходом с первым входом блока уточнения навигационных параметров, причем последний вторым входом соединен с третьим выходом блока вычисления скоростей и координат.

Сущность предложенного способа состоит в следующем.

Пусть в приборной системе координат измеряется некоторый физический вектор , такой что

где - идеальный измеряемый вектор;

- вектор погрешности измерений.

Предположим также, что в результате использования известной математической модели можно вычислить в навигационной системе координат вектор , соответствующий измеренному

где - идеальный вычисленный вектор;

- погрешность определения вычисленного вектора.

Требуется найти способ, в результате использования которого можно определить погрешность вычисленного и измеренного вектора. Для этого сравним квадраты модулей измеренного и вычисленного вектора

Модули идеальных векторов равны, т.е.

, тогда

Из последнего соотношения следует общий вывод: в первом приближении разница модулей есть удвоенное скалярное произведение идеального вектора и вектора погрешностей его определения. Значит для существования решения рассматриваемой задачи (4) указанные векторы не должны быть ортогональны.

Рассмотрим бесплатформенную навигационную систему (БИНС). В процессе работы БИНС производится измерение вектора удельной силы с помощью акселерометров в приборной системе координат и расчет этого вектора в горизонтальном географическом навигационном трехграннике с помощью следующих уравнений:

где g - удельная сила тяжести;

- вычисленный в осях горизонтального географического навигационного трехгранника вектор удельной внешней силы;

- вектор относительной линейной скорости в осях горизонтального географического навигационного трехгранника;

- кососимметрическая матрица, соответствующая относительной угловой скорости,

- кососимметрическая матрица, соответствующая абсолютной угловой скорости Земли.

В инерциальном пространстве система (5) и погрешность определения удельной внешней силы примет вид

где - вектор абсолютного ускорения;

- погрешность вычисленного вектора,

; - погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и погрешность вычисления ускорения соответственно.

Пусть погрешность измерения высоты равна нулю.

В результате анализа (5) и (6) следует, что в инерциальном пространстве погрешность определения удельной силы есть ошибка первого дифференциала от абсолютной линейной скорости (вектор погрешности акселерометров) плюс ошибка аналитического учета вектора силы тяжести . В свою очередь, погрешность аналитического учета вектора удельной силы тяжести является функцией от горизонтальной составляющей динамической абсолютной ошибки местоположения и частоты Шулера ω0

где , - горизонтальные составляющие вектора ;

, - динамические составляющие горизонтальной абсолютной ошибки местоположения.

Для определения упрощенных аналитических соотношений, выражающих условия успешной реализации изобретения в БИНС, допустим, что объект движется на постоянной высоте и вертикальный канал системы корректируется от идеального высотомера.

Математическая модель погрешности вычисленного вектора в географическом горизонтальном трехграннике при корректируемом вертикальном канале БИНС

где , , - первый дифференциал от составляющих вектора погрешности БИНС по скорости;

- вертикальная составляющая вектора относительной угловой скорости;

- вертикальная составляющая вектора угловой скорости Земли;

, - горизонтальные составляющие вектора погрешности БИНС по скорости;

, - горизонтальные составляющие вектора погрешностей акселерометров;

, , - составляющие погрешностей вычисления вектора удельной силы;

С учетом (6) и (8) равенство (4) для рассматриваемого случая примет следующий вид:

где ; - инструментальные погрешности акселерометров в навигационных и приборных осях соответственно;

; - горизонтальные составляющие вектора ускорения.

Из последнего выражения следует:

- поскольку вектор не ортогонален вектору (как следует из (7)), выполняется условие (4);

- при выполнении следующих условий движения объекта

Можно составить и решить систему линейно независимых уравнений относительно . Здесь индексы «(1)», «(2)» обозначают номера замеров . Отсюда следует, что при непрерывном изменении вектора горизонтального ускорения относительно навигационного трехгранника и при коррекции от идеального высотомера задача автономного повышения точности БИНС имеет решение.

Для повышения надежности определения высоты с помощью высотомера бывает весьма полезно проводить параметральный контроль работы этого датчика. Для этого контроля весьма желательно иметь дополнительную информацию о высоте или о погрешностях определения высоты. Однако в этом случае рассматриваемая задача усложняется и приводит к системе уже не второго, а третьего порядка.

С целью получения общих условий движения объекта, обусловливающего существование решения поставленной задачи (автономного увеличения точности определения трехмерного вектора навигационных погрешностей БИНС), допустим, что высота объекта измеряется высотомером. Погрешность высотомера - ΔH. Поведение навигационных параметров подчиняется системе (5). Третье уравнение системы (8) примет вид

где , - восточная и северная составляющая вектора относительной угловой скорости;

- восточная и северная составляющая вектора угловой скорости Земли;

- вертикальная составляющая вектора инструментальных погрешностей акселерометров;

- погрешность аналитического учета вертикальной составляющей вектора .

Указанная погрешность является функцией инструментальной ошибки высотомера и равна

Как было отмечено выше (см. (4)), в основе процедуры получения уточняющих параметров лежит сравнение соответствующих измеренного физического вектора удельной силы в проекциях на оси приборного трехгранника и этого же, но вычисленного вектора в проекциях на оси второй, сопровождающей навигационной системы координат . В результате сравнения квадратов модулей, аналогично (6), можно получить выражение для разности

где - вертикальная составляющая ускорения.

Из (9) и (11) следует, что разность Δ не является функцией . Динамическая ошибка вектора погрешностей положения БИНС .

Допустим, что меняет свою ориентацию в пространстве навигационной системы координат БИНС. Последовательно измеряя , можно составить систему линейных алгебраических уравнений относительно . (Далее для упрощения обозначений индекс «в» опускается).

где индексы «(1)», «(2)», «(3)» обозначают номера замеров .

Пусть приращение вектора между вторым и первым замером ;

приращение вектора между третьим и вторым замером ;

приращение между третьим и первым замером .

Обычно выполняются следующие соотношения: - в режиме крейсерского полета или - при взлете или посадке. Поэтому можно принять, что . Тогда определитель матрицы (14) будет описываться следующими соотношениями:

Из (15) следует, что для хорошей обусловленности системы приращение вектора должно меняться от измерения к измерению. Это достигается, например, при изменении ориентации вектора по гармоническому закону при развороте носителя. При этом, чем больше скорость разворота, тем больше обусловленность матрицы (14).

Далее возможна оценка наблюдаемых элементов вектора состояния погрешностей системы.

Допустим, что вектор получен с использованием предлагаемого способа и, следовательно, известен в проекциях на оси навигационного сопровождающего трехгранника, например географического: ; ; 0. Покажем наличие внутренних информационных связей, а значит и возможность косвенного определения наблюдаемых элементов погрешности БИНС , , по информации о . Здесь - вектор погрешности БИНС по скорости, - вектор погрешности акселерометров, - вектор погрешности ДУС - датчиков абсолютной угловой скорости БИНС. Для этого необходимо рассмотреть математическую модель погрешностей системы.

Искомые уравнения погрешностей представим упрощенно, но без потери иллюстративных свойств примера. Для этого введем свободный в азимуте трехгранник: ω3=0. Тогда упрощенная математическая модель примет вид

где ; - динамические составляющие абсолютной линейной скорости движения центра масс объекта;

; - первый дифференциал от горизонтальных составляющих вектора позиционных погрешностей БИНС;

R - вектор положения;

; - горизонтальные составляющие вектора погрешностей ДУС;

; - горизонтальные составляющие вектора абсолютной линейной скорости;

; - горизонтальные составляющие вектора позиционных погрешностей;

c1; c2 - горизонтальные составляющие вектора погрешностей акселерометров.

При этом

Выберем систему уравнений, соответствующих одному каналу измерений, например «1»

Пусть объект движется прямолинейно и равномерно, тогда можно допустить, что c1 = const, ν2 = const.

Рассмотрим первое уравнение:

δr1 - известно (по условию задачи), следовательно, - можно вычислить; отсюда следует, что δυ1 оценивается с точностью до величины Rν2

Из первого уравнения следует также

где - второй дифференциал от первой составляющей вектора позиционных погрешностей.

Значит можно вычислить. Тогда из второго уравнения следует

Отсюда следует, что поддается оценке погрешность акселерометра c1, погрешность по скорости оценивается с точностью до гироскопической скорости Rν2.

Пусть движение объекта обусловливает изменение навигационно-пилотажных параметров, пусть также в приборной системе координат , . Уравнения для канала «1» примут вид

где αij - элемент матрицы A, связывающей приборный и навигационный трехгранники;

δυ1; δυ2 - динамические составляющие абсолютной линейной скорости движения центра масс объекта;

; - первый дифференциал от горизонтальных составляющих вектора позиционных погрешностей БИНС;

R - вектор положения;

ν1; ν2 - горизонтальные составляющие вектора погрешностей ДУС;

; - первый дифференциал от горизонтальных составляющих вектора абсолютной линейной скорости;

; - горизонтальные составляющие вектора позиционных погрешностей;

- горизонтальные составляющие вектора погрешностей акселерометров;

c3 - вертикальная составляющая вектора инструментальных погрешностей акселерометров;

ν3 - вертикальная составляющая вектора инструментальных погрешностей ДУСов.

Из последнего уравнения следует система

Здесь - измерение соответствующего элемента матрицы A, связывающей приборный и навигационный трехгранники.

Решая эту систему можно определить собственные уходы гироскопов и погрешности БИНС по скорости. Определив , построим систему уравнений относительно

Очевидно, что для решения приведенных систем необходима их хорошая обусловленность. В частности, условие решения аналогичной системы приведено в выражении (14).

Полученные уравнения можно решить, например, методом наименьших квадратов или используя процедуру оптимальной фильтрации и т.д.

Сущность изобретения поясняется фиг. 2, на которой приведена блок-схема БИНС, реализующая предлагаемый способ и состоящая из следующих функциональных элементов:

1 - блок чувствительных элементов (БЧЭ);

2 - блок вычисления матрицы A направляющих косинусов;

3 - блок пересчета вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника;

4 - блок вычисления скоростей, координат и измерения высоты;

5 - блок вычисления вектора удельной внешней силы;

6 - блок сравнения измеренного в проекциях на оси приборного трехгранника и вычисленного векторов удельной внешней силы;

7 - блок вычисления поправок к координатам и высоте;

8 - блок фильтрации поправок;

9 - блок уточнения навигационных параметров.

В соответствии с фиг. 2 Блок 1 содержит измерители удельной силы и абсолютной угловой скорости в проекциях на оси приборной системы координат (акселерометры, ДУСы). Блок 2 реализует процедуру определения матрицы направляющих косинусов A (МНК), связывающей навигационный и приборный трехгранники (в соответствии с известными методами решения матричного уравнения Пуассона с использованием, например, вектора ускорений и (или) угловых скоростей). С помощью этой матрицы производится пересчет вектора удельной силы , (измеряемого акселерометрами) на оси навигационного трехгранника для дальнейшего расчета навигационных параметров в Блоке 3. Процедура определения матрицы A выполняется с использованием абсолютной угловой скорости приборного трехгранника , измеряемой ДУСами (Блок 1). Матрица A вычисляется также с использованием абсолютной угловой скорости навигационного трехгранника , вычисляемой в Блоке 4 как функция от навигационных параметров. Информация об измеренном векторе в Блок 3 поступает из Блока 1. Блок 4 реализует уравнения движения материальной точки в поле сил тяготения под действием силы (алгоритм вычисления навигационных параметров движения объекта). В результате получается вычисленный вектор относительной скорости и вектор положения .

В Блоках 5, 6 и 7 получается основная информация для определения искомых навигационных параметров БИНС.

В основе процедуры получения параметров лежит сравнение соответствующих измеренных физических векторов удельной силы в проекциях на оси приборного трехгранника и этих же векторов , вычисленных в Блоке 5 с использованием математической модели (5) в проекциях на оси второй, сопровождающей системы координат. Вычисление вектора удельной силы производится с использованием выходной информации Блока 4. Относительная скорость и вектор положения , используются для вычисления параметров, входящих в (5). В Блоке 6 в соответствии с (13) сравниваются квадраты модулей, т.е.

где - вектор погрешности , подчиняющийся соотношению (11).

Это инструментальные погрешности акселерометров и ошибка компенсации вектора , возникающая из-за наличия динамической составляющей погрешности вектора положения БИНС.

В результате последовательного измерения трех векторов и решения системы (14) в Блоке 7 получается информация о , а значит о погрешности БИНС включая, в том числе, поправку к инструментальным погрешностям высотомера. При этом необходимо движение объекта, обусловливающее существование решения системы (14), т.е. выполнение условия (15).

В Блоке 8 известными методами отфильтровывается шум, возникающий при решении системы (14) из-за ее плохой обусловленности. Производится также восстановление наблюдаемой составляющей вектора состояния погрешностей БИНС такие, например, как погрешность определения относительной скорости, отклонение от вертикали и т.д. Например, с помощью наблюдающего устройства Льюинбергера или фильтра Калмана.

В Блоке 9 происходит определение выходных навигационных параметров. Для этого из Блока 4 получаются инерциальные навигационные параметры и формируется выход с учетом информации Блока 8, т.е.

где , - оценки погрешностей БИНС;

где , - выходные навигационные параметры.

Таким образом, предложенный способ определения навигационных параметров БИНС в отличие от прототипа основан на совершенно другой идеологии использования дополнительной информации о динамике движения носителя, а именно на сравнении векторов, измеряемых с помощью акселерометров и вычисляемых как функция от текущих навигационных параметров. В результате синтеза и решения специальной системы линейных алгебраических уравнений производится увеличение точности компенсации удельной силы тяжести. Определение выходных навигационных параметров производится за счет обеспечения возможности демпфирования Шулеровских колебаний динамической составляющей погрешностей БИНС по положению, оценки наблюдаемых составляющих погрешностей системы без использования какой-либо дополнительной измеряемой информации не инерциальной природы.

При этом, как следует из системы (10), предложенный способ увеличивает свою эффективность при увеличении скорости изменения навигационных параметров. В то время, как прототип - напротив, при спокойном крейсерском полете с увеличением собственной частоты БИНС. Это обстоятельство позволяет предполагать увеличение общей эффективности при совместном использовании обоих подходов.

1. Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой, основанный на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей, включающий измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат, отличающийся тем, что на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты.

2. Бесплатформенная инерциальная навигационная система, включающая блок чувствительных элементов, соединенный своим первым выходом с первым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов, а вторым выходом с первым входом блока пересчета вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника, соединенного вторым входом с выходом блока вычисления матрицы направляющих косинусов, а выходом с блоком вычисления скоростей, координат и измерения высоты, который соединен своим первым выходом со вторым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов, отличающаяся тем, что блок вычисления скоростей и координат соединен первым выходом со входом блока вычисления вектора удельной внешней силы, пересчитанного в осях навигационного трехгранника, и соединенного выходом с первым входом блока сравнения измеренного в проекциях на оси приборного трехгранника и вычисленного векторов удельной внешней силы, при этом блок сравнения соединен вторым входом с третьим выходом блока чувствительных элементов, а выходом со входом блока вычисления поправок к координатам и высоте, который соединен выходом со входом блока фильтрации поправок, соединенного выходом с первым входом блока уточнения навигационных параметров, причем последний вторым входом соединен с третьим выходом блока вычисления скоростей и координат.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к радиоэлектронным системам связи с использованием радиоизлучения при размещении станции в морском мобильном объекте и может быть использовано в качестве бортовой станции системы спутниковой связи.

Изобретение относится к устройству управления транспортным средством. Устройство содержит модуль обнаружения состояния, модуль обнаружения объектов, модуль вычисления положения, модуль задания области и контроллер движения.

Изобретение относится к радиоканалам передачи цифровой информации, конкретно к космическим высокоскоростным радиолиниям (ВРЛ) передачи данных наблюдения с космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах радионавигации в условиях плотной городской застройки и в гористой местности.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) и предназначено для обеспечения безопасности полета группы ЛА, выполняющих совместные действия в сложных навигационных условиях.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения, в частности к способам определения местоположения на основе комплексирования информации от различных источников.

Изобретение относится к средствам навигации подвижных объектов, в частности летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам и устройствам для оценки ошибок и коррекции абсолютных координат местоположения, высоты и вертикальной скорости инерциальной навигационной системы (ИНС).

Изобретение относится к бесплатформенным инерциальным курсовертикалям и может найти применение в беспилотных летательных аппаратах различных классов для определения угловой ориентации в нормальной земной системе координат при выполнении сложных маневров, в том числе и фигур высшего пилотажа.

Изобретение относится к области приборостроения, в частности к инерциальным информационно-измерительным приборам, и может найти применение в системах ориентации и навигации подвижных объектов.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов с использованием пассивного радиолокационного способа определения местоположения объекта, являющегося источником электромагнитных излучений, и предназначено для построения автономных и комплексных систем навигации летательных аппаратов.

Изобретение относится к навигационно-пилотажным комплексам, объединяющим несколько инерциальных навигационных систем для формирования обобщенной выходной информации о местонахождении объекта, его ориентации в пространстве и его скоростях, а также использующим внешнюю информацию для коррекции систем, входящих в состав комплекса. Технический результат - повышение точности выходной информации навигационно-пилотажного комплекса и глубины контроля систем, входящих в состав комплекса. Для этого выходная информация, поступающая по меньшей мере с двух бесплатформенных инерциальных систем, сравнивается по мажоритарному признаку, после чего отбраковывается информация той бесплатформенной инерциальной системы, которая наиболее отклоняется от остальных, при этом согласно изобретению первичная информация в виде матриц ориентации и приращений линейных скоростей поступает с выходов бесплатформенных инерциальных систем на вход блока обработки первичной информации, в котором по заданному критерию формируется осредненное значение матрицы ориентации и приращения линейных скоростей, эти осредненные значения поступают на вход блока решения навигационных уравнений, а полученные в результате решения навигационных уравнений выходные параметры в виде текущих координат и курса объекта и его скоростей поступают на вход блока контроля, в котором производится сравнение выходных параметров бесплатформенных инерциальных систем с выходными параметрами блока решения навигационных уравнений и анализ отказных ситуаций узлов бесплатформенных инерциальных систем. 2 ил.

Изобретение относится к метрологии, в частности к системам измерения и индикации. Интегрированная система резервных приборов выполнена в виде отдельного блока и содержит датчики полного и статического давления, соединенные через устройство обработки и преобразования сигналов с вычислителем, модуль пространственной ориентации, устройство управления режимами работы, жидкокристаллический индикатор, соединенные с вычислителем, креноскоп, фотодатчик, соединенный с устройством управления режимами работы, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, подключенное своим входом к модулю пространственной ориентации, а выходом к вычислителю, встроенную систему контроля, подключенную к модулю пространственной ориентации, датчикам полного и статического давления, а выходом к вычислителю. Дополнительно введен стабилизатор тока, выход которого подключен к первому входу коммутатора и датчику торможения, другой вывод датчика торможения подключен к измерительному резистору, второму и третьему входу коммутатора, выход которого подключен к аналого-цифровому преобразователю, на вход которого подается напряжение с источника опорного напряжения, а выход подключен к вычислителю. Технический результат - повышение функциональных возможностей блока и точности вычисления истинной скорости летательного объекта. 1 ил.

Изобретение относится к области систем позиционирования и навигации и может найти применение в системах и устройствах навигации подвижных объектов. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого способ включает: прием информации начальной точки и информации конечной точки, отправленной целевым устройством; сбор видеоданных навигации по целевому пути от начальной точки до конечной точки на основе информации начальной точки и информации конечной точки; и отправку видеоданных навигации по целевому пути целевому устройству. При этом собирают видеоданные навигации по целевому пути от начальной точки до конечной точки на основе информации начальной точки и информации конечной точки посредством: извлечения текстовой информации начальной точки из изображения окружения начальной точки и извлечения текстовой информации конечной точки из изображения окружения конечной точки; определения текстовой информации начальной точки как информации позиции начальной точки и определения текстовой информации конечной точки как информации позиции конечной точки; и сбора видеоданных навигации по целевому пути на основе текстовой информации начальной точки и текстовой информации конечной точки; и отправляют видеоданные навигации по целевому пути целевому устройству. В соответствии с настоящим раскрытием видеоданные навигации по целевому пути широковещательно передаются в режиме реального времени, тем самым пользователь может определить, происходит ли отклонение между целевым путем и фактическим маршрутом, в режиме реального времени, и увеличивается точность навигации. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 20 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения координат подвижных наземных объектов, в частности железнодорожных и автотранспортных средств, особенно в автономных и частично автономных навигационных системах, передвигающихся по известным дорогам. Технический результат - расширение функциональных возможностей и повышение точности определения координат. Для достижения данного результата в способе, основанном на определении местоположения подвижных наземных объектов в автономном режиме, при котором осуществляется отсчет от последних известных координат, полученных при помощи обработки сигналов спутниковой навигационной системы и/или сигналов от опорных средств, измеряются параметры движения объектов и производятся расчеты географических координат. При этом устройство содержит датчик пути, блок контроля курса и местоположения, блок хранения цифровой модели пути, датчик высоты над уровнем моря, блок управления и индикации, вычислительный блок, причем в исходном состоянии с блока управления и индикации в вычислительный блок записываются на основании цифровой модели пути исходные данные, соответствующие координатам движущегося объекта в начале движения и начального значения дирекционного угла, а в процессе своего движения датчик пути, блок контроля курса и местоположения и датчик высоты над уровнем моря вырабатывают сигналы о текущих значениях приращения пройденного пути, дирекционного угла и высоты над уровнем моря, в вычислительном блоке обрабатываются по алгоритму решения прямой геодезической задачи, определяются текущие значения координат, определяются коэффициенты согласования пути и величины коррекции курсового угла для пар координат, а поле попарной коррекции и усреднения сравниваются с цифровой моделью пути, и формируется окончательное значение координат. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу управления движением объекта с помощью оптической навигационной системы. Для управления движением объекта устанавливают в зоне движения объекта навигационные маяки на основе пассивной конструкции уголковых отражателей двух размеров, большего и меньшего, производят поиск сигналов от навигационных маяков, определяют положение объекта в пространстве, формируют сигналы управления для следования объекта по заданной траектории. Обеспечивается повышение надежности, экологичности и унифицированности управления движением объекта. 13 ил.

Техническое решение относится области железнодорожной автоматики и телемеханики. Устройство записи и передачи данных на основе ускорения подвижного имущественного объекта, оборудованное беспроводным блоком обработки, устройством записи событий, устройством записи цифрового видеосигнала, датчиком уровня топлива и платой датчиков инерциальной навигации. Плата датчиков инерциальной навигации включает в себя 3-осный гироскоп, 3-осный акселерометр, 3-осный магнитометр и микроконтроллер. Достигается повышение безопасности движения поезда. 3 н. и 54 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к технологиям сетевой связи. Технический результат заключается в повышении помехоустойчивости каналов связи. Блок коммутатора информационной и силовой сети, питающийся от бортовой сети, аккумулятора, снабжен блоком защиты от выбросов по напряжению и переполюсовки бортовой сети, блоком защиты от выбросов по напряжению и переполюсовки аккумулятора, блоком защиты от просадок по напряжению, выходными разъемами, блоком управления питанием Ethernet, микроконтроллером команд, коммутатором Ethernet, блоком оптических каналов Ethernet, контроллером данных и выходными разъемами Ethernet, при этом блок коммутации связан своими входами с бортовой сетью и аккумулятором, а выходами связан с блоком защиты от выбросов по напряжению и переполюсовки бортовой сети и с блоком защиты от выбросов по напряжению и переполюсовки аккумулятора, причем блок защиты от выбросов по напряжению и переполюсовки бортовой сети выполнен в виде обеспечивающей контроль состояния бортовой сети платы, содержащей электронные компоненты, и связан своим выходом с блоком защиты от просадок по напряжению, а блок защиты от выбросов по напряжению и переполюсовки аккумулятора выполнен в виде обеспечивающей контроль состояния платы, содержащей электронные компоненты, и связан своим выходом с блоком защиты от просадок по напряжению. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области к автотранспорта, в частности к прогнозированию энергопотребления/расхода топлива при движении транспортного средства. Технический результат заключается в повышении эффективности прогнозирования энергопотребления. Предложено устройство прогнозирования энергопотребления, содержащее: модуль (110) получения, модуль (140, 150) вычисления сопротивления воздуха и модуль (130) прогнозирования энергопотребления. Модуль (110) получения выполнен с возможностью получать информацию дороги, включающую в себя информацию скорости движения, заданную для каждого маршрута. Модуль (140, 150) вычисления сопротивления воздуха выполнен с возможностью вычислять сопротивление воздуха в качестве вычисленного значения сопротивления воздуха посредством формулы вычисления сопротивления воздуха на основе информации скорости движения запланированного маршрута движения и корректировать вычисленное значение сопротивления воздуха так, что сопротивление воздуха увеличивается по мере того, как скорость движения по запланированному маршруту движения понижается. Сопротивление воздуха возникает, когда транспортное средство движется по запланированному маршруту движения. Модуль (130) прогнозирования энергопотребления выполнен с возможностью прогнозировать энергопотребление запланированного маршрута движения на основе скорректированного значения сопротивления воздуха. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 26 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации и может быть использовано при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях. Технический результат - расширение функциональных возможностей навигационного комплекса (НК), повышение живучести, надежности и отказобезопасности комплексной навигации. Для этого на основе автономной реконфигурации архитектуры и структуры НК обеспечивается возможность продолжения полета и выполнения задания при наличии нескольких отказавших элементов в структуре НК. Эксплуатация НК осуществляется без наземной контрольно-проверочной аппаратуры. НК содержит интегральный блок датчиков, выполненный трех или более кратно резервированным, магнитометрический датчик, систему воздушных сигналов, спутниковую навигационную систему, радиотехническую навигационную систему, лазерный дальномер, оптико-электронную и астронавигационную систему. В НК дополнительно введены трех или более кратно резервированные вычислительные устройства, трех или более кратно резервированные блоки резервной навигации, трех или более кратно резервированные программно-алгоритмические модули кворумирования и реконфигурации каждого канала входного и выходного сечения сигналов управления, датчиков и вычислителей-резервов, трех или более кратно резервированные блоки хранения базы данных на программно-алгоритмическое обеспечение (ПАО) режимов начальной подготовки, трех или более кратно резервированные блоки хранения моделей датчиков и бортовых систем навигации и трех или более кратно резервированные блоки хранения ПАО комплексной обработки информации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в системах и устройствах навигации транспортных средств. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого система определения обновления карт включает в себя модуль формирования плана движения, формирующий на основе целевого маршрута транспортного средства, заданного заранее, и картографической информации план движения транспортного средства, включающий в себя целевое значение управления для транспортного средства в соответствии с позицией на целевом маршруте, модуль получения значений обнаружения, получающий в ассоциации с позицией на целевом маршруте значение обнаружения результатов управления, получающееся в результате управления автоматическим вождением для транспортного средства, выполняемого на основе дорожного окружения около транспортного средства, ситуации при движении транспортного средства, позиции транспортного средства и плана движения, модуль вычисления значений оценки, вычисляющий значение оценки плана движения для каждой области, и модуль определения обновления карт, определяющий необходимость обновления картографической информации для каждой области. 2 н. и 2 з.п. ф-лы,13 ил.

Изобретение относится к области обработки данных в бесплатформенных навигационных системах, работающих в автономном режиме. Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой, основанный на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей, включает измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат. При этом на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты. Техническим результатом предложенного способа является существенное повышение точности автономного счисления навигационных параметров. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх