RU2502050C1 - Method and device of control of inertial navigation system - Google Patents

Method and device of control of inertial navigation system Download PDF

Info

Publication number
RU2502050C1
RU2502050C1 RU2012127530/28A RU2012127530A RU2502050C1 RU 2502050 C1 RU2502050 C1 RU 2502050C1 RU 2012127530/28 A RU2012127530/28 A RU 2012127530/28A RU 2012127530 A RU2012127530 A RU 2012127530A RU 2502050 C1 RU2502050 C1 RU 2502050C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
inputs
coordinate
sensor
Prior art date
Application number
RU2012127530/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Юрьевич Чернов
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии"
Priority to RU2012127530/28A priority Critical patent/RU2502050C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2502050C1 publication Critical patent/RU2502050C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: instrument making.
SUBSTANCE: in process of control simultaneous with measurement of condition of a controlled object, comparison of accelerations of the controlled object is carried out. At the same time absolute angular and linear speeds of the object are measured with sensors of angular speeds and sensors of speeds of the inertial system. The device comprises summators, multipliers, functional converters, converters of coordinates and comparators, connected so that output signals of summators are compared with threshold values of estimates of accuracy of measured and calculated accelerations. Deviations of estimates of accelerations from their measured values on comparators of the device serve to record the moment of failure of the inertial navigation system.
EFFECT: expansion of functional capabilities.
2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области контроля исправности систем управления подвижных объектов и, в частности, к средствам комплексного аппаратурно-безызбыточного контроля ориентации и навигации пилотируемых, беспилотных и дистанционно управляемых наземных, воздушных и космических аппаратов, минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости с инерциальной навигационной системой. Оно также может быть использовано для создания простых и высоконадежных средств контроля и резервных каналов пилотажно-навигационных систем современного самолета, защищенных от отказов и сбоев основной многократно резервированной сложной гироинерциальной системы управления.The invention relates to the field of monitoring the operability of control systems for moving objects and, in particular, to means of complex hardware-redundant control of the orientation and navigation of manned, unmanned and remotely controlled ground, air and space vehicles, minimum weight, dimensions, power consumption, complexity and cost with inertial navigation system. It can also be used to create simple and highly reliable means of control and backup channels for flight and navigation systems of a modern aircraft, protected from failures and failures of the main multiple redundant complex gyro-inertial control system.

Известен способ контроля измерительных систем на основе теории статистических решений с применением пороговой оценки результатов измерений выходных сигналов системы и параметров полета [Беляевский Л.С., Новиков B.C., Олянюк П.В. Обработка и отображение радионавигационной информации. М.: Радио и связь, 1990, с.114-119; Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. М.: Машиностроение, 1991, с.35, 42, 91 и др.]. Способ состоит в n-кратном измерении каждого контролируемого параметра и вычислении отношений правдоподобия с учетом среднего риска принятия решения об исправности системы. Для достоверного контроля необходимо иметь точное описание законов распределения всех контролируемых полетных параметров системы, что практически невозможно. Усложнение способа при построении оптимального решающего правила для аддитивной связи контролируемых сигналов и погрешностей измерения приводит к проверке сложных гипотез контроля. Такой контроль при широких диапазонах изменения проверяемых сигналов курса, крена, тангажа, угловых и линейных скоростей подвижного объекта крайне затруднен.A known method of monitoring measuring systems based on the theory of statistical decisions using a threshold assessment of the measurement results of the system output signals and flight parameters [Belyaevsky LS, Novikov B.C., Olyanjuk P.V. Processing and display of radio navigation information. M .: Radio and communications, 1990, p.114-119; Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic instruments, automatic on-board aircraft control systems and their technical operation. M.: Engineering, 1991, p. 35, 42, 91, etc.]. The method consists in n-times measuring each controlled parameter and calculating the likelihood relations taking into account the average risk of deciding on the health of the system. For reliable control, it is necessary to have an accurate description of the laws of distribution of all controlled flight parameters of the system, which is almost impossible. The complication of the method when constructing the optimal decision rule for the additive connection of the controlled signals and measurement errors leads to the verification of complex control hypotheses. Such control with wide ranges of variation of the verified signals of the heading, roll, pitch, angular and linear speeds of a moving object is extremely difficult.

Известен и широко применяется способ контроля пилотажно-навигационных систем на основе заранее определенных тестов [Богданченко Н.М. Курсовые системы и их эксплуатация. М.: Транспорт, 1983, С.105; Руководство по технической эксплуатации самолета ИЛ-86. Под ред. С. В.Кузнецова, 2009; Бородин В.Т., Рыльский Г.И. Пилотажные комплексы и системы управления самолетов и вертолетов. М.: Машиностроение, 1978, с.133]. Контроль на земле может проводиться в статическом и динамическом режимах. Статический режим основан на подборе заранее определенных тестов, которые подаются в контролируемые датчики. Реализуется два вида оценки: либо контрольные коды поступают из постоянного запоминающего устройства БЦВМ, а оценка результатов производится визуально по приборам комплекса, либо значения контрольных параметров поступают из датчиков комплекса в БЦВМ, где производится их сравнение с уставками. Входная информация анализируется на совпадение с заданной. Сравнением определяется отказ систем и комплекса. Динамический режим или имитация полета применяется для проверки функционирования программ в БЦВМ. Он производится в реальном или ускоренном масштабе времени. Способ применим для предполетного или регламентного контроля, его применение в полете нарушает нормальное функционирование инерциальной навигационной системы и требует вмешательства летчика.Known and widely used is the control method for flight-navigation systems based on predefined tests [N. Bogdanchenko Course systems and their operation. M .: Transport, 1983, p.105; Manual for the technical operation of the aircraft IL-86. Ed. S.V. Kuznetsova, 2009; Borodin V.T., Rylsky G.I. Flight complexes and control systems for aircraft and helicopters. M .: Mechanical Engineering, 1978, p.133]. Monitoring on the ground can be carried out in static and dynamic modes. Static mode is based on the selection of predefined tests that are fed to monitored sensors. Two types of evaluation are implemented: either control codes are received from the BCMC permanent storage device, and the results are evaluated visually using the complex instruments, or the values of the control parameters are received from the complex sensors in the BCM, where they are compared with the settings. Input information is analyzed for coincidence with the given. Comparison determines the failure of systems and complex. Dynamic mode or flight simulation is used to verify the operation of programs in the digital computer. It is produced in real or accelerated time scale. The method is applicable for pre-flight or routine control, its use in flight disrupts the normal functioning of the inertial navigation system and requires the intervention of a pilot.

Известен способ контроля пилотажно-навигационных систем самолета ИЛ-86 [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992, С.290, 368, 375; Морозов В.В., Баринова Т.В. Приборное оборудование самолета ИЛ-86 и его эксплуатация. Учебное пособие. Ульяновск: Центр ГА СЭВ, 1989], в котором широко применяется аппаратная избыточность датчиков курса, рыскания, тангажа, крена трех инерциальных навигационных систем (ИНС), резервированных блоков датчиков угловых скоростей (БДГ), датчиков скоростей и других приборов, реализуемый мажоритарными блоками контроля крена (БКК), базовой системой курса и вертикали (БСКВ), блоком формирования команд (БФК). Среднее значение трех одноименных полетных параметров с мажоритарного блока сравнивается с выходными сигналами датчиков, и по рассогласованию делается вывод об исправности соответствующего датчика системы. Такой способ обеспечивает высокую информационную производительность контроля ИНС (I1=2,18 бит/c [1, с.11-13]), обнаружение отказов инерциальной навигационной системы аэробуса ИЛ-86. Трехкратное увеличение веса, габаритов, энергопотребления, стоимости приборного оборудования с целью повышения безопасности полета здесь вполне допустимо. Однако сложность такого контроля и, как следствие, его низкая надежность и достоверность обнаружения отказа именно датчиков комплекса, содержащего, например, типовые элементы: инерциальную навигационную систему И-42-1С (среднее время наработки на отказ TИ-42=2000 час), бортовую цифровую вычислительную машину БЦВМ 80-30301 (среднее время наработки на отказ ТБЦВМ=18000 час), делает его малоэффективным PД1=0,507; TД1=2,9 час, при полетном времени t=2 часа, и требует большого объема регламентных, предполетных работ [2, 3]. Надежность инерциальной навигационной системы, состоящей из трех И-42-1С и БЦВМ 80-30301, здесь очень велика и составляет Т=17543 час. Способ исключительно затратный, так как связан с расходом ресурса работы сразу трех весьма дорогих систем.A known method of monitoring the flight control and navigation systems of the aircraft IL-86 [Vorobev V.G., Glukhov V.V., Kadyshev I.K. Aviation devices, information-measuring systems and complexes. M .: Transport, 1992, S.290, 368, 375; Morozov V.V., Barinova T.V. Instrumentation of the aircraft IL-86 and its operation. Tutorial. Ulyanovsk: Center for GA SEV, 1989], in which hardware redundancy of heading, yaw, pitch, and roll sensors of three inertial navigation systems (ANS), redundant blocks of angular velocity sensors (BDG), speed sensors and other devices, implemented by majoritarian control units, is widely used roll (BKK), the basic course and vertical system (BSKV), the unit for the formation of teams (BFK). The average value of the three flight parameters of the same name from the majority block is compared with the output signals of the sensors, and, after a mismatch, a conclusion is made about the serviceability of the corresponding sensor of the system. This method provides high information performance of ANN control (I 1 = 2.18 bit / s [1, pp. 11-13]), failure detection of the inertial navigation system of the IL-86 airbus. Three-fold increase in weight, dimensions, energy consumption, the cost of instrumentation in order to improve flight safety is quite acceptable here. However, the complexity of such control and, as a consequence, its low reliability and reliability of failure detection of precisely the sensors of the complex containing, for example, typical elements: inertial navigation system I-42-1C (mean time between failures T I-42 = 2000 hours), the on-board digital computer BTsVM 80-30301 (mean time between failures Т Т BTsVM = 18000 hours), makes it ineffective P D1 = 0.507; T D1 = 2.9 hours, with flight time t = 2 hours, and requires a large amount of routine, preflight operations [2, 3]. The reliability of the inertial navigation system, consisting of three I-42-1S and BTsVM 80-30301, is very high here and is T = 17543 hours. The method is extremely costly, as it involves the consumption of the resource of work of three very expensive systems at once.

Известен способ контроля инерциальных навигационных систем с применением наблюдателей состояния, объединяемых фильтром Калмана или Льюенбергера [Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов. М.: Высшая школа, 1976, с.191-205; Авиационная радионавигация: Справочник. Под ред. А.А.Сосновского. М.: Транспорт, 1990, с.30-31]. Наблюдатель состояния строится на основе модели объекта контроля и помех, подключенной параллельно и охваченной дополнительной обратной связью по сигналу рассогласования модели и объекта. Модель объекта контроля, как правило, имеет упрощенный линеаризованный характер. При этом коэффициент обратной связи выбирается таким образом, чтобы выход модели как можно точнее совпадал с выходом контролируемой инерциальной навигационной системы. Следя за величиной рассогласования, можно осуществить непрерывный контроль за исправностью системы. Основная трудность в реализации способа заключается в определении переменных коэффициентов обратной связи по адекватной модели сложной и размерной инерциальной навигационной системы и нестационарных корреляционных функций ее случайных помех [4, с.205; 5, с.111, 125, 128, 132 и др.].A known method of monitoring inertial navigation systems using state observers combined by a Kalman or Lewenberger filter [N. Kuzovkov Aircraft stabilization systems. M .: Higher school, 1976, pp. 191-205; Aeronautical Radio Navigation: A Handbook. Ed. A.A.Sosnovsky. M .: Transport, 1990, p.30-31]. The state observer is built on the basis of the model of the monitoring and interference object, connected in parallel and covered by additional feedback on the model and object mismatch signal. The model of the control object, as a rule, has a simplified linearized character. In this case, the feedback coefficient is selected so that the model output matches the output of the controlled inertial navigation system as closely as possible. By monitoring the magnitude of the mismatch, you can continuously monitor the health of the system. The main difficulty in implementing the method is to determine the variable feedback coefficients using an adequate model of a complex and dimensional inertial navigation system and non-stationary correlation functions of its random noise [4, p.205; 5, p. 111, 125, 128, 132, etc.].

Известен способ контроля инерциальной системы в предполетном состоянии [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992, с.374-375]. После горизонтальной стабилизации гироплатформы, проверка исправности производится по условию, что сумма квадратов выходных сигналов коррекции гироскопов должна быть равна квадрату напряжения, соответствующего угловой скорости вращения Земли. Контроль возможен только в предполетном режиме работы инерциальной системы и ограничен сигналами угловых скоростей платформы. Информация об угловой ориентации, линейных скоростях летательного аппарата, на котором располагается инерциальная навигационная система, не контролируется.A known method of monitoring the inertial system in the pre-flight state [Vorobyov V.G., Glukhov V.V., Kadyshev I.K. Aviation devices, information-measuring systems and complexes. M .: Transport, 1992, p. 374-375]. After horizontal stabilization of the gyro platform, a health check is performed on the condition that the sum of the squares of the output signals of the correction of the gyroscopes should be equal to the square of the voltage corresponding to the angular velocity of the Earth's rotation. Control is possible only in the pre-flight mode of the inertial system and is limited by the signals of the angular velocity of the platform. Information about the angular orientation, linear speeds of the aircraft on which the inertial navigation system is located is not controlled.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса [патент РФ 2440595, МКИ G05B 23/00. Способ и устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса. В.Ю.Чернов // БИ 2012, №2]. Способ основан на измерении величин и направлений угловых скоростей аппарата: по крену, тангажу, рысканию, курсу, широте и долготе, что, вместе с величиной и направлением угловой скорости Земли, позволяет определить величину и направление абсолютной угловой скорости аппарата. Сравнение величины и направления этой суммы с сигналами датчиков угловых скоростей позволяет контролировать аппаратурно-безызбыточную комплектацию систем ориентации и навигации летательного аппарата. Недостатком способа является сложность проверки навигационных параметров: линейных ускорений, скоростей и перемещений аппарата в горизонтальной и вертикальной плоскости.A known method of monitoring the flight-navigation complex [RF patent 2440595, MKI G05B 23/00. Method and device for controlling flight and navigation complex. V.YU. Chernov // BI 2012, No. 2]. The method is based on measuring the values and directions of the angular velocity of the apparatus: roll, pitch, yaw, heading, latitude and longitude, which, together with the magnitude and direction of the angular velocity of the Earth, allows you to determine the magnitude and direction of the absolute angular velocity of the apparatus. Comparison of the magnitude and direction of this sum with the signals of the angular velocity sensors allows you to control the hardware-redundant configuration of aircraft orientation and navigation systems. The disadvantage of this method is the difficulty of checking navigation parameters: linear accelerations, speeds and movements of the device in the horizontal and vertical plane.

Известен способ-прототип контроля горизонтальной ориентации аппарата [патент РФ 2373562, МКИ G05D 1/08. Способ и устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата. В.Ю.Чернов, А.К. Промахова // БИ 2009, №32], основанный на измерении величины и направления кажущегося линейного ускорения, с одновременным измерением текущего значения величины и направления абсолютного и кажущегося линейного ускорения аппарата, определении величины и направления разности кажущегося и абсолютного линейных ускорений с последующим определением отношений проекций разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения силы тяжести и отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на поперечную ось связанной системы координат к проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на нормальную ось связанной системы координат, с последующим определением контролируемой горизонтальной ориентацией по тангажу и крену, ее сравнением, как и измеряемых проекций величины и направления абсолютной угловой скорости, с выходными параметрами пилотажно-навигационного комплекса.A known prototype method for controlling the horizontal orientation of the apparatus [RF patent 2373562, MKI G05D 1/08. Method and device for controlling the horizontal orientation of the apparatus. V.Yu. Chernov, A.K. Promakhova // BI 2009, No. 32], based on measuring the magnitude and direction of the apparent linear acceleration, while measuring the current value of the magnitude and direction of the absolute and apparent linear acceleration of the apparatus, determining the magnitude and direction of the difference of the apparent and absolute linear accelerations with the subsequent determination of the projection ratios the difference between the apparent and absolute linear acceleration of the apparatus on the longitudinal axis of the connected coordinate system to the magnitude of the acceleration of gravity and the ratio of the projection of the difference to pervasive and absolute linear acceleration on the transverse axis of the connected coordinate system to the projection of the difference of the apparent and absolute linear acceleration on the normal axis of the connected coordinate system, with the subsequent determination of the controlled horizontal orientation by pitch and roll, its comparison, as well as the measured projections of the magnitude and direction of the absolute angular velocity , with the output parameters of the flight-navigation complex.

Способ не позволяет контролировать все выходные параметры инерциальной навигационной системы: курс, вертикальную составляющую линейной скорости, западную горизонтальную составляющую линейной скорости, северную горизонтальную составляющую линейной скорости. Контроль требует комплексирования в БЦВМ дополнительно сигналов спутниковой навигационной системы или системы воздушных сигналов, имеющихся на борту аппарата, что снижает достоверность контроля, повышает массогабаритные характеристики и энергопотребление оборудования. Достоверность РД2=0,4725÷0,5525; ТД2=2,67-3,37 час и информационная производительность контроля I2=0,424÷3,993 бит 1 с инерциальной навигационной системы (для И-42-1С TИ-42=2000 час, ТБЦВМ=18000 час) здесь сравнительно невелика.The method does not allow to control all output parameters of the inertial navigation system: heading, vertical component of linear velocity, western horizontal component of linear velocity, northern horizontal component of linear velocity. The control requires additional signaling in the digital computer of the satellite navigation system or the air signal system available on board the device, which reduces the reliability of the control, increases the overall dimensions and power consumption of the equipment. Reliability P D2 = 0.4725 ÷ 0.5525; T D2 = 2.67-3.37 hours and the information performance of the control I 2 = 0.424 ÷ 3.993 bit 1 from an inertial navigation system (for I-42-1C T I-42 = 2000 hours, T BTsVM = 18000 hours) is relatively small.

Известны устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса, содержащие по три одинаковых датчика тангажа, крена, курса, скорости, высоты, угловых скоростей и мажоритарные блоки обработки их сигналов типа блока контроля крена (БКК), базовая система курса и вертикали (БСКВ), блок формирования и контроля (БФК), блок согласования (БС), блок демпфирующих гироскопов (БДГ) и др. [Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. М.: Машиностроение, 1991, с.39, 122; Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992, с.2911.Known control devices for the flight-navigation complex, containing three identical sensors of pitch, roll, course, speed, altitude, angular velocities and majority units for processing their signals, such as the roll control unit (BCC), the basic heading and vertical system (BSKV), the formation unit and control (BFK), matching unit (BS), block of damping gyroscopes (BDG), etc. [Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic instruments, automatic on-board aircraft control systems and their technical operation. M.: Engineering, 1991, p. 39, 122; Vorobev V.G., Glukhov V.V., Kadyshev I.K. Aviation devices, information-measuring systems and complexes. M .: Transport, 1992, p. 2911.

Помимо трех одноименных контролируемых датчиков мажоритарные блоки устройств содержат три нелинейных элемента, образующих кворум-элемент, и компараторы. Последние проводят непрерывное сравнение выходных сигналов каждого из трех датчиков с их осредненным сигналом, полученным на выходе кворум-элемента. Разностный сигнал, пропорциональный крену (курсу, тангажу, угловой скорости и тд.), сравнивается с допустимой ошибкой измерения. Практическая реализация операций мажорирования и сравнения возможна в БЦВМ. При этом точность, достоверность контроля (TБЦВМ=18000 час, для И-42-1С, ТИ-42=2000 час, РД3=0,506695 или TД3=2,9 час) высока во всем диапазоне измерения пилотажно-навигационного комплекса. Однако, для контроля здесь необходимо избыточное число одноименных проверяемых датчиков, что связано с ростом стоимости, габаритов, энергопотребления, что затруднено или невозможно на легком подвижном объекте.In addition to the three monitored sensors of the same name, the majority units of the devices contain three nonlinear elements forming a quorum element, and comparators. The latter conduct a continuous comparison of the output signals of each of the three sensors with their averaged signal obtained at the output of the quorum element. The difference signal proportional to the roll (heading, pitch, angular velocity, etc.) is compared with a permissible measurement error. The practical implementation of majorization and comparison operations is possible in the digital computer. Moreover, the accuracy and reliability of the control (T BCMV = 18000 hours, for I-42-1C, T I-42 = 2000 hours, P D3 = 0.506695 or T D3 = 2.9 hours) is high in the entire measurement range navigation complex. However, for monitoring, an excessive number of sensors of the same name must be checked, which is associated with an increase in cost, dimensions, and energy consumption, which is difficult or impossible in a light moving object.

Известно устройство интегральной распределенной вычислительной системы сбора полетной информации, контроля и диагностики бортовых систем “Регата” [Ратникова Н.А. Распределенная вычислительная система “Регата” - основа технологии контроля воздушных судов по состоянию // Авиакосмическое приборостроение, №7, 2004, С.44-52 и др.], содержащее приемные модули аналого-цифрового преобразования (АЦП 24, АЦП 32, АЦП ТП, АЦП ТР, АЦП И, АЦП 16ПТ, АЦП СКТ М, АЦП ПР М, АЦП ТН), частотные преобразователи (ВИ ЧМ, ВИ СЧ, ЧП), контроллеры межмашинного обмена (RS, ТМТ, КПИ М, РК, КПИ), системные управляющие контроллеры (процессоры 200, 300), твердотельный накопитель с процессором 300, цифровой вычислитель, систему единого времени, выносной пульт управления, устройства установки синхронизации и запросов прерывания. Модульное построение аппаратно-программных средств дает возможность наращивания вычислительных мощностей устройства, сигналы в котором обрабатываются на трех уровнях. Верхний уровень проверяет выполнение взаимосвязей параметров состояния проверяемых систем. Средний уровень экспертных систем анализирует текущую и доопытную информацию об отказах по методам теории нечетких выводов с привлечением знаний специалистов-экипажа. На нижнем уровне для заданного диапазона изменения нормированных сигналов ведется вероятностно-гарантированная оценка состояния исправности приборов с привлечением известных статистических критериев качества. Предполагается, что известны траектория движения объекта, совокупность контролируемых параметров и их эталонные области значений. Отклонение нормированных контролируемых параметров и эталонных значений в полете статистически проверяются. Детерминизм значений существенно ограничивает область контроля, а статистика обработки ведет к запаздыванию результата, зависимому и от привлечения к контролю доопытной информации (ее может вообще не быть) и специалистов-экипажа, который занят управлением объекта. Сложность устройства “Регата” как централизованной интегральной системы контроля всего самолета и, как результат, его низкая собственная надежность отрицательно влияют на достоверность обнаружения отказов отдельных, особенно высоконадежных систем, какой и является инерциальная навигационная система. Степень автоматизации контроля в полете без участия экипажа, наземного предполетного и послеполетного обслуживания по базам данных желательно повысить, что исключительно актуально для беспилотных подвижных объектов [6, с.79].A device of integrated distributed computing system for collecting flight information, monitoring and diagnostics of on-board systems "Regatta" [Ratnikova N.A. Distributed computing system “Regatta” is the basis of technology for monitoring aircraft status // Aerospace Instrumentation, No. 7, 2004, S.44-52, etc.], containing analog-to-digital conversion receiving modules (ADC 24, ADC 32, ADC TP , ADC TR, ADC I, ADC 16PT, ADC SKT M, ADC PR M, ADC TN), frequency converters (VI FM, VI SCH, ChP), inter-machine controllers (RS, TMT, KPI M, RK, KPI), system controllers (processors 200, 300), solid state drive with processor 300, digital computer, single time system, remote control vm control, synchronization setting device and interrupt requests. The modular construction of hardware and software makes it possible to increase the computing power of the device, the signals in which are processed at three levels. The upper level checks the implementation of the relationship of the state parameters of the checked systems. The average level of expert systems analyzes current and experimental information about failures using the methods of the theory of fuzzy conclusions with the help of the knowledge of crew specialists. At the lower level, for a given range of normalized signal changes, a probabilistically guaranteed assessment of the health status of devices is carried out using well-known statistical quality criteria. It is assumed that the trajectory of the object, the set of controlled parameters and their reference ranges of values are known. Deviation of normalized controlled parameters and reference values in flight are statistically checked. The determinism of values significantly limits the control area, and processing statistics leads to a delay in the result, which depends on the involvement of experimental information (it may not exist at all) and the crew specialists who are busy managing the facility. The complexity of the Regatta device as a centralized integrated control system for the entire aircraft and, as a result, its low intrinsic reliability negatively affect the reliability of failure detection of individual, especially highly reliable systems, which is an inertial navigation system. The degree of automation of control in flight without the participation of the crew, ground pre-flight and after-flight maintenance using databases is desirable to increase, which is extremely important for unmanned moving objects [6, p. 79].

Наиболее близким к заявляемому устройству контроля инерциальной системы является устройство для комплексного контроля датчиков подвижного объекта [заявка на патент РФ №2011119350, МПК G05B 23/00, 13.05.2011], содержащее датчик нормальной угловой скорости объекта, датчик поперечной угловой скорости объекта, датчик продольной угловой скорости объекта, нормальный акселерометр объекта, поперечный акселерометр объекта, продольный акселерометр объекта, датчик синуса крена объекта, датчик косинуса крена объекта, датчик синуса тангажа объекта, датчик косинуса тангажа объекта, датчик продольной скорости объекта, выход которого соединен с первыми входами первого и второго умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с выходами датчика поперечной угловой скорости объекта и датчика нормальной угловой скорости объекта, первый сумматор, первый вычитающий вход которого соединен с выходом первого умножителя, второй суммирующий вход - с выходом нормального акселерометра объекта, третий вычитающий вход - с выходом третьего умножителя, входы которого соединены с выходами датчика косинуса крена объекта и датчика косинуса тангажа объекта, а выход первого сумматора соединен с входом первого компаратора, второй сумматор, первый суммирующий вход которого соединен с выходом второго умножителя, второй суммирующий вход - с выходом поперечного акселерометра объекта, третий суммирующий вход - с выходом четвертого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика синуса крена объекта и датчика косинуса тангажа объекта, а выход второго сумматора соединен с входом второго компаратора. Устройство содержит пятый, шестой, седьмой, восьмой умножители, первый, второй, третий дифференциаторы, третий компаратор, схему ИЛИ, третий сумматор, первый вычитающий вход которого соединен с выходом датчика синуса тангажа объекта, второй суммирующий вход - с выходом продольного акселерометра объекта, третий суммирующий вход - с выходом пятого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика поперечной угловой скорости объекта и выходом датчика нормальной скорости объекта, четвертый вычитающий вход - с выходом шестого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика нормальной угловой скорости объекта и датчика поперечной скорости, пятый вычитающий вход третьего сумматора, через первый дифференциатор, соединен с выходом датчика продольной скорости объекта, а выход - с входом третьего компаратора, выход датчика поперечной скорости объекта, через второй дифференциатор, соединен с четвертым вычитающим входом второго сумматора, пятый вычитающий вход которого соединен с выходом седьмого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика продольной угловой скорости объекта и датчика нормальной скорости объекта, выход датчика нормальной скорости объекта, через третий дифференциатор, соединен с четвертым вычитающим входом первого сумматора, пятый суммирующий вход которого соединен с выходом восьмого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика продольной угловой скорости объекта и датчика поперечной скорости объекта, выходы первого, второго, третьего компараторов соединены с входами схемы ИЛИ, выход которой является выходом устройства.Closest to the claimed device for controlling an inertial system is a device for the integrated monitoring of sensors of a moving object [patent application of the Russian Federation No. 20111119350, IPC G05B 23/00, 05/13/2011], containing a sensor of normal angular velocity of the object, transverse angular velocity sensor of the object, longitudinal sensor object angular velocity, normal object accelerometer, object transverse accelerometer, object longitudinal accelerometer, object roll sine sensor, object roll cosine sensor, object pitch sine sensor, braid sensor the pitch of the object, the longitudinal velocity sensor of the object, the output of which is connected to the first inputs of the first and second multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the outputs of the transverse angular velocity sensor of the object and the normal angular velocity sensor of the object, the first adder, the first subtracting input of which is connected to the output of the first multiplier, the second summing input - with the output of the normal accelerometer of the object, the third subtractive input - with the output of the third multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the sensor to the roll axis of the object and the pitch cosine sensor, and the output of the first adder is connected to the input of the first comparator, the second adder, the first summing input of which is connected to the output of the second multiplier, the second summing input - with the output of the transverse accelerometer of the object, the third summing input - with the output of the fourth multiplier the inputs of which are connected to the outputs of the sine roll sensor of the object and the cosine pitch sensor of the object, and the output of the second adder is connected to the input of the second comparator. The device contains a fifth, sixth, seventh, eighth multipliers, first, second, third differentiators, a third comparator, OR circuit, a third adder, the first subtracting input of which is connected to the output of the object's sine pitch sensor, the second summing input - with the output of the object’s longitudinal accelerometer, third summing input - with the output of the fifth multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the transverse angular velocity sensor of the object and the output of the sensor of the normal speed of the object, the fourth subtracting input - with the output of the sixth multiplier , the inputs of which are connected to the outputs of the sensor of normal angular velocity of the object and the transverse velocity sensor, the fifth subtracting input of the third adder, through the first differentiator, is connected to the output of the longitudinal velocity sensor of the object, and the output is connected to the input of the third comparator, the output of the transverse velocity sensor of the object, through the second a differentiator connected to the fourth subtracting input of the second adder, the fifth subtracting input of which is connected to the output of the seventh multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the longitudinal angle sensor the speed of the object and the sensor of the normal speed of the object, the output of the sensor of the normal speed of the object, through the third differentiator, is connected to the fourth subtracting input of the first adder, the fifth summing input of which is connected to the output of the eighth multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the longitudinal angular velocity sensor of the object and the transverse sensor the speed of the object, the outputs of the first, second, third comparators are connected to the inputs of the OR circuit, the output of which is the output of the device.

Отсутствие избыточных датчиков, необходимых для обнаружения отказа, сделало целесообразным применение этого устройства в пилотажно-навигационных комплексах легких маневренных объектов. Оно использует информацию датчиков, уже имеющихся на борту и входящих в состав штатного приборного оборудования. Устройство контроля, принятое за прототип, является наименьшим по весу, стоимости, габаритам и энергопотреблению. Информационная производительность контроля у прототипа составляет I4=3,993 бит/с, а достоверность контроля - РД4=0,595, ТД4=3,85 час, для ранее отмеченного приборного состава - инерциальной навигационной системы, вычислителя и доплеровского измерителя скорости (TДИСС=3500 час).The absence of redundant sensors necessary for detecting a failure has made it advisable to use this device in flight and navigation systems of light maneuverable objects. It uses the information of sensors already on board and included in the standard instrumentation equipment. The control device adopted for the prototype is the smallest in weight, cost, size and power consumption. The information productivity of the control of the prototype is I 4 = 3.993 bit / s, and the reliability of the control is R D4 = 0.595, T D4 = 3.85 hours, for the previously noted instrumentation - inertial navigation system, computer and Doppler speed meter (T DISS = 3500 hour).

Недостатком известного устройства, выбранного за прототип, является его неспособность контролировать датчик гироскопического курса, датчик вертикальной составляющей линейной скорости, датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости инерциальной навигационной системы. Устройство контроля - прототип проверяет только исправность инерциальных датчиков, но не работу вычислителя инерциальной системы, который формирует выходные сигналы: гироскопичесий курс, вертикальную, западную горизонтальную, северную горизонтальную составляющие линейной скорости подвижного объекта. Для контроля инерциальной навигационной системы на борту объекта должен быть доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС) - сравнительно дорогой, габаритный, тяжелый, энергоемкий прибор ограниченной надежности.A disadvantage of the known device selected for the prototype is its inability to control the gyroscopic heading sensor, the vertical component of the linear velocity sensor, the sensor of the western horizontal component of the linear velocity, the sensor of the northern horizontal component of the linear velocity of the inertial navigation system. Control device - the prototype checks only the health of inertial sensors, but not the operation of the inertial system calculator, which generates output signals: gyroscopic course, vertical, western horizontal, northern horizontal components of the linear velocity of the moving object. To control the inertial navigation system on board the object there should be a Doppler speed and drift meter (DISS) - a relatively expensive, dimensional, heavy, energy-intensive instrument of limited reliability.

Основной задачей, на решение которой направлены заявляемые способ и устройство, является создание аппаратурно-безызбыточной комплексной системы автоматического контроля инерциальной навигационной системы повышенной точности, надежности, достоверности контроля с высокими технико-экономическими показателями по весу, габаритам, энергопотреблению, стоимости, удобству эксплуатации на легком маневренном объекте, практическая реализация которой возможна простейшим безынерционным алгоритмом встроенного или внешнего вычислителя аналогового или дискретного типа.The main task to be solved by the claimed method and device is the creation of a hardware-redundant integrated system for automatic control of the inertial navigation system of increased accuracy, reliability, reliability of control with high technical and economic indicators in weight, dimensions, power consumption, cost, ease of use on the lung maneuverable object, the practical implementation of which is possible by the simplest inertialess algorithm of the built-in or external computer analog new or discrete type.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленной группы изобретений, является повышение достоверности обнаружения отказа, информационной производительности, точности контроля параметров с безызбыточными средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости при одновременном повышении эффективности выполнения полетных задач объектом. При этом обеспечивается работа как в полетном, так и предполетном состоянии комплекса, контроль по безынерционным соотношениям, содержащим простейшие арифметические операции достаточно просто реализуемым на борту подвижного маневренного объекта. Контроль имеет непосредственный, а не косвенный характер, так как ведется по выходной информации системы, что обеспечивает защиту потребителей от возможных отказов и сбоев.The technical result achieved by the implementation of the claimed group of inventions is to increase the reliability of failure detection, information performance, accuracy of parameter control with redundant means of minimum weight, dimensions, power consumption, complexity and cost, while increasing the efficiency of the flight mission. At the same time, work is ensured both in the flight and pre-flight state of the complex, control over the inertia-free relations containing the simplest arithmetic operations is quite easily implemented on board a mobile maneuverable object. The control is direct, not indirect, as it is carried out according to the output of the system, which protects consumers from possible failures and failures.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля инерциальной навигационной системы, основанном на измерении величины и направления кажущегося ускорения, определении величины и направления разности абсолютного и кажущегося ускорений, проекций этой разности на оси связанной системы координат, согласно изобретению одновременно измеряют величину и направление угловой скорости на оси связанной системы координат, величину и направление линейной скорости на оси географической, горизонтальной системы координат, углы гироскопического курса, тангажа, крена, после чего определяют величины и направления линейной скорости и ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, а затем сравнивают проекции ускорения силы тяжести на связанные оси с проекциями разностей абсолютного и кажущегося ускорений согласно соотношениям:The technical result is achieved by the fact that in the control method of an inertial navigation system based on measuring the magnitude and direction of the apparent acceleration, determining the magnitude and direction of the difference in absolute and apparent accelerations, projections of this difference on the axis of the associated coordinate system, according to the invention, the magnitude and direction of the angular velocity are simultaneously measured on the axis of the associated coordinate system, the magnitude and direction of the linear velocity on the axis of the geographical, horizontal coordinate system, gyroscopes course, pitch, roll, and then determine the magnitude and direction of the linear velocity and acceleration of gravity on the axis of the associated coordinate system, and then compare the projections of the acceleration of gravity on the connected axes with the projections of the differences in absolute and apparent accelerations according to the relations:

Figure 00000001
Figure 00000001

где VX, VY, VZ - проекции величины и направления линейной скорости на оси связанной системы координат, м/с;where V X , V Y , V Z - the projection of the magnitude and direction of the linear velocity on the axis of the associated coordinate system, m / s;

ωX, ωY, ωZ - проекции величины и направления угловой скорости на оси связанной системы координат, 1/с;ω X , ω Y , ω Z - projection of the magnitude and direction of the angular velocity on the axis of the associated coordinate system, 1 / s;

aX, аY, aZ - проекции величины и направления кажущегося ускорения на оси связанной системы координат, м/с2;a X , a Y , a Z - the projection of the magnitude and direction of the apparent acceleration on the axis of the associated coordinate system, m / s 2 ;

gX, gY, gZ - проекции величины и направления ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, м/с2, при выполнении которых инерциальная навигационная система считается исправной.g X , g Y , g Z - the projection of the magnitude and direction of the acceleration of gravity on the axis of the associated coordinate system, m / s 2 , during which the inertial navigation system is considered serviceable.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля инерциальной навигационной системы, содержащее датчики продольной, нормальной, поперечной угловой скорости, датчик крена, выход которого соединен с входами первого и второго функциональных преобразователей, датчик тангажа, выход которого соединен с входами третьего и четвертого функциональных преобразователей, продольный, поперечный, нормальный акселерометры, выход последнего соединен с первым вычитающим входом первого сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего умножителя, входы которого соединены с выходами первого и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом первого дифференциатора, выход первого сумматора соединен со входом первого компаратора, выход поперечного акселерометра соединен с первым вычитающим входом второго сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами четвертого и пятого умножителей, четвертый вычитающий вход - с выходом шестого умножителя, входы которого соединены с выходами второго и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом второго дифференциатора, выход второго сумматора соединен со входом второго компаратора, выход продольного акселерометра соединен с первым вычитающим входом третьего сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами седьмого и восьмого умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего функционального преобразователя, пятый суммирующий вход - с выходом третьего дифференциатора, выход третьего сумматора соединен с входом третьего компаратора, первые входы первого и восьмого умножителей подключены к выходу датчика поперечной угловой скорости, первые входы второго и четвертого умножителей подключены к выходу датчика продольной угловой скорости, первые входы пятого и седьмого умножителей подключены к выходу датчика нормальной угловой скорости, выходы первого, второго, третьего компараторов соединены со входами схемы ИЛИ, дополнительно введены датчик гироскопического курса, датчик вертикальной составляющей линейной скорости, датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости, а также первый, второй, третий преобразователи координат, пятый, шестой функциональные преобразователи так, что выход датчика северной горизонтальной составляющей линейной скорости соединен с первым входом первого преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с пятым и шестым функциональным преобразователем, подключенным входами к выходу датчика гироскопического курса, четвертый и пятый входы - с выходами соответственно датчика вертикальной составляющей линейной скорости и датчика западной горизонтальной составляющей линейной скорости, первый выход первого преобразователя координат соединен с пятым входом второго преобразователя координат, второй выход - с четвертым входом второго преобразователя координат, третий выход - с первым входом второго преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами третьего и четвертого функциональных преобразователей, первый выход второго преобразователя координат соединен с четвертым входом третьего преобразователя координат, второй выход - с пятым входом третьего преобразователя координат, третий выход - с первым входом третьего преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно со вторым и первым функциональными преобразователями, первый выход третьего преобразователя координат соединен с входом первого дифференциатора и вторыми входами четвертого и восьмого умножителей, второй выход третьего преобразователя координат соединен с входом второго дифференциатора и вторыми входами второго и седьмого умножителей, третий выход третьего преобразователя координат соединен с входом третьего дифференциатора и вторыми входами первого и пятого умножителей.The specified technical result is achieved in that in a device for monitoring an inertial navigation system containing longitudinal, normal, transverse angular velocity sensors, a roll sensor, the output of which is connected to the inputs of the first and second functional transducers, a pitch sensor, the output of which is connected to the inputs of the third and fourth functional converters, longitudinal, transverse, normal accelerometers, the output of the latter is connected to the first subtracting input of the first adder, the second summing and tr the second subtracting inputs of which are connected respectively with the outputs of the first and second multipliers, the fourth summing input is with the output of the third multiplier, the inputs of which are connected with the outputs of the first and fourth functional converters, the fifth summing input is with the output of the first differentiator, the output of the first adder is connected to the input of the first comparator , the output of the transverse accelerometer is connected to the first subtracting input of the second adder, the second summing and third subtracting inputs of which are connected respectively with the outputs of the fourth and fifth multipliers, the fourth subtracting input - with the output of the sixth multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the second and fourth functional converters, the fifth summing input - with the output of the second differentiator, the output of the second adder is connected to the input of the second comparator, the output of the longitudinal accelerometer is connected to the first subtracting input of the third adder, the second summing and third subtracting inputs of which are connected respectively to the outputs of the seventh and eighth multipliers, the fourth summing input - with the output of the third functional converter, fifth summing input - with the output of the third differentiator, the output of the third adder is connected to the input of the third comparator, the first inputs of the first and eighth multipliers are connected to the output of the transverse angular velocity sensor, the first inputs of the second and fourth multipliers are connected to the output longitudinal angular velocity sensor, the first inputs of the fifth and seventh multipliers are connected to the output of the normal angular velocity sensor, the outputs of the first, second, third com the parators are connected to the inputs of the OR circuit, the gyroscopic heading sensor, the vertical linear velocity component sensor, the western horizontal linear velocity component sensor, the northern horizontal linear velocity component sensor, as well as the first, second, third coordinate converters, fifth, sixth functional converters are added, that the sensor output of the northern horizontal linear velocity component is connected to the first input of the first coordinate transformer, the second and third input which is connected respectively to the fifth and sixth functional transducer connected by the inputs to the output of the gyroscopic heading sensor, the fourth and fifth inputs are connected to the outputs of the sensor of the vertical linear velocity component and the sensor of the western horizontal linear velocity component, the first output of the first coordinate transducer is connected to the fifth input of the second transducer coordinates, the second output - with the fourth input of the second coordinate transformer, the third output - with the first input of the second pre a coordinate generator, the second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the third and fourth functional transducers, the first output of the second coordinate transformer is connected to the fourth input of the third coordinate transformer, the second output to the fifth input of the third coordinate transformer, and the third output to the first input of the third coordinate transformer , the second and third inputs of which are connected respectively to the second and first functional converters, the first output of the third converter coordinate is connected to the input of the first differentiator and second inputs of the fourth and eighth multipliers, the second output of the third coordinate converter is connected to the input of the second differentiator and second inputs of the second and seventh multipliers, the third output of the third coordinate converter is connected to the input of the third differentiator and second inputs of the first and fifth multipliers.

Причем преобразователь координат содержит последовательно соединенные девятый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - со вторым входом преобразователя координат, четвертый сумматор, второй вход которого соединен с выходом десятого умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные одиннадцатый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - с третьим входом преобразователя координат, первая схема вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом одиннадцатого умножителя, вычитающий вход - с выходом двенадцатого умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, четвертый вход преобразователя координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами десятого и двенадцатого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат.Moreover, the coordinate transformer contains a ninth multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the coordinate transformer, the second input to the second input of the coordinate transformer, the fourth adder, the second input of which is connected to the output of the tenth multiplier, and the output to the first output of the coordinate transformer, in series connected eleventh multiplier, the first input of which is connected to the first input of the coordinate transformer, the second input - with the third input of the coordinate transformer t, the first subtraction circuit, the summing input of which is connected to the output of the eleventh multiplier, the subtracting input - with the output of the twelfth multiplier, and the output - with the second output of the coordinate transformer, the fourth input of the coordinate transformer is connected to its third output, the fifth input - with the first inputs of the tenth and twelfth multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the third and second inputs of the coordinate transformer.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, получаемого при осуществлении изобретения - способа и устройства для контроля инерциальной навигационной системы. Технический результат достигается за счет измерения на борту подвижного объекта проекций вектора кажущегося ускорения, проекций вектора абсолютной угловой скорости объекта датчиками абсолютных угловых скоростей по продольной, нормальной и поперечной осям связанной системы координат, вычисления проекций вектора абсолютного ускорения. Последующее определение разностей проекций абсолютного и кажущегося ускорений и сравнение этих проекций с вычисленными оценками проекций ускорения силы тяжести позволяет выявить отказ инерциальной навигационной системы из-за несоответствия измеренных ею ускорений, угловых скоростей и вычисленных углов, линейных скоростей представленному соотношению ускорений. При отказах датчиков или вычислителя системы естественные взаимосвязи параметров движения нарушаются, и появляется несогласованность выходных сигналов, которая и фиксируется заявляемым способом и устройством. Поскольку указанные взаимосвязи отражают общие свойства подвижного объекта и проявление закона инерции, то им подчиняется любая инерциальная навигационная система.The set of essential features of the invention ensures the achievement of a technical result obtained by carrying out the invention - a method and device for monitoring an inertial navigation system. The technical result is achieved by measuring the projections of the apparent acceleration vector on board a moving object, the projections of the absolute angular velocity vector of the object by absolute angular velocity sensors along the longitudinal, normal, and transverse axes of the associated coordinate system, and calculating the projections of the absolute acceleration vector. The subsequent determination of the differences between the projections of the absolute and apparent accelerations and the comparison of these projections with the calculated estimates of the projections of the acceleration of gravity makes it possible to identify the failure of the inertial navigation system due to the discrepancy between the measured accelerations, angular velocities and calculated angles, linear velocities and the presented ratio of accelerations. If the sensors or the system calculator fail, the natural relationships between the motion parameters are violated, and there is an inconsistency in the output signals, which is recorded by the claimed method and device. Since these relationships reflect the general properties of a moving object and the manifestation of the law of inertia, any inertial navigation system obeys them.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественных всем признакам заявленного способа и устройства контроля инерциальной навигационной системы, отсутствуют, следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "новизна".The analysis of the prior art by the applicant has established that there are no analogues that are characterized by sets of features that are identical to all the features of the claimed method and control device of the inertial navigation system, therefore, the claimed invention meets the condition of "novelty."

Результаты поиска известных технических решений в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного изобретения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники.Search results for known technical solutions in this and related fields of technology in order to identify features that match the distinctive features of the claimed invention from the prototype showed that they do not follow explicitly from the prior art.

Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата, и изобретение не основано на:From the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed invention on the achievement of the indicated technical result has not been revealed, and the invention is not based on:

- дополнении известного устройства - аналога какой-либо известной частью, присоединенной к нему по известным правилам, для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно этого дополнения;- supplementing a known device - an analogue with any known part, attached to it according to well-known rules, to achieve a technical result, in respect of which the effect of this addition is established;

- замене какой-либо части устройства-аналога другой известной частью для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно такого дополнения;- replacing any part of the analog device with another known part to achieve a technical result, in respect of which the effect of such an addition is established;

- исключении какой-либо части устройства-аналога с одновременным исключением, обусловленной ее наличием функции, и достижением обычного для такого исключения результата;- the exclusion of any part of the analog device with the simultaneous exception due to its presence of the function, and the achievement of the usual result for such an exception;

- увеличении количества однотипных элементов для усиления технического результата, обусловленного наличием в устройстве именно таких элементов;- increasing the number of elements of the same type to enhance the technical result due to the presence in the device of just such elements;

- выполнении известного устройства-аналога или его части из известного материала для достижения технического результата, обусловленного известными свойствами материала;- the implementation of a known analog device or part of a known material to achieve a technical result due to the known properties of the material;

- создание устройства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между которыми осуществлены на основании известных правил, и достигаемый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого устройства и связей между ними;- the creation of a device consisting of known parts, the choice of which and the connection between them are based on known rules, and the technical result achieved in this case is due only to the known properties of the parts of this device and the connections between them;

- изменении количественного признака (признаков) устройства и предоставлении таких признаков во взаимосвязи либо изменении вида взаимосвязи, если известен факт влияния каждого из них на технический результат; и новые значения этих признаков или их взаимосвязь могли быть получены исходя из известных зависимостей, следовательно, заявленное изобретение соответствует "изобретательскому уровню".- a change in the quantitative sign (s) of the device and the provision of such signs in the relationship or a change in the type of relationship, if it is known that each of them affects the technical result; and new values of these features or their relationship could be obtained on the basis of known dependencies, therefore, the claimed invention meets the "inventive step".

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображено положение систем координат, скоростей, углов, угловых скоростей объекта относительно неподвижной, горизонтальной, географически ориентированной системы координат Oξηζ и приняты следующие обозначения:The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows the position of the coordinate systems, velocities, angles, angular velocities of the object relative to a fixed, horizontal, geographically oriented coordinate system Oξηζ and the following notation:

Oξηζ - неподвижная, горизонтальная, географически ориентированная система координат; Oξ направление на север (W); Oη направление на запад (W);Oξηζ - motionless, horizontal, geographically oriented coordinate system; Oξ north direction (W); Oη westward direction (W);

OXОРYОРZОР - ортодромическая система координат;OX OR Y OR Z OR - orthodromic coordinate system;

ОXOYOZO - горизонтальная, земная, неподвижная система координат, ось ОXO которой направлена по движению объекта;OX O Y O Z O - horizontal, terrestrial, fixed coordinate system, the axis OX O of which is directed along the movement of the object;

OXСYСZС - связанная система координат объекта;OX C Y C Z C - the associated coordinate system of the object;

ОХ1Y1Z1 - система координат поворота объекта на угол, и ось X1 совпадает с осью XС, а Z1 - с осью Z0;OX 1 Y 1 Z 1 - the coordinate system of the rotation of the object by an angle, and the axis X 1 coincides with the axis X C , and Z 1 - with the axis Z 0 ;

K - курс объекта;K is the course of the object;

Vξ, Vη, Vζ - линейные скорости перемещения точки места объекта;V ξ , V η , V ζ - linear velocities of movement of the object's point of location;

ψ, υ, γ - углы рыскания, тангажа, крена;ψ, υ, γ - yaw, pitch, roll angles;

ψГ=K-ψ - гироскопический курс;ψ Г = K-ψ - gyroscopic course;

ωX, ωY, ωZ - проекции вектора

Figure 00000002
абсолютной угловой скорости объекта на оси связанной системы координат.ω X , ω Y , ω Z are projections of the vector
Figure 00000002
 absolute angular velocity of the object on the axis of the associated coordinate system.

На фиг.2 приведена структурная схема устройства контроля инерциальной навигационной системы по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 2 shows the structural diagram of the control device of the inertial navigation system according to claim 2 of the formula, where the following notation:

1 - инерциальная навигационная система;1 - inertial navigation system;

2 - датчик продольной угловой скорости;2 - longitudinal angular velocity sensor;

3 - датчик нормальной угловой скорости;3 - sensor normal angular velocity;

4 - датчик поперечной угловой скорости;4 - transverse angular velocity sensor;

5-1, 5-2, 5-3, 5-4, 5-5, 5-6 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой функциональные преобразователи;5-1, 5-2, 5-3, 5-4, 5-5, 5-6 - first, second, third, fourth, fifth, sixth functional converters;

6 - датчик крена;6 - roll sensor;

7 - датчик тангажа;7 - pitch sensor;

8 - продольный акселерометр;8 - longitudinal accelerometer;

9 - поперечный акселерометр;9 - transverse accelerometer;

10 - нормальный акселерометр;10 - normal accelerometer;

11-1, 11-2, 11-3 - первый, второй, третий сумматоры;11-1, 11-2, 11-3 - the first, second, third adders;

12-1, 12-2, 12-3, 12-4, 12-5, 12-6, 12-7, 12-8 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой умножители;12-1, 12-2, 12-3, 12-4, 12-5, 12-6, 12-7, 12-8 - the first, second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth multipliers;

13-1, 13-2, 13-3 - первый, второй, третий дифференциаторы;13-1, 13-2, 13-3 - the first, second, third differentiators;

14-1, 14-2, 14-3 - первый, второй, третий компараторы;14-1, 14-2, 14-3 - the first, second, third comparators;

15 - схема ИЛИ;15 is an OR diagram;

16-1, 16-2, 16-3 - первый, второй, третий преобразователи координат;16-1, 16-2, 16-3 - the first, second, third coordinate converters;

17 - датчик гироскопического курса;17 - sensor gyroscopic course;

18 - датчик вертикальной составляющей линейной скорости;18 - sensor vertical component of the linear velocity;

19 - датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости;19 - sensor western horizontal component of the linear velocity;

20 - датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости;20 - sensor northern horizontal component of the linear velocity;

на фиг.3 приведена структурная схема преобразователя координат по п.3 формулы, где приняты следующие обозначения:figure 3 shows the structural diagram of the coordinate Converter according to claim 3 of the formula, where the following notation:

11-4 - четвертый сумматор;11-4 - the fourth adder;

12-9, 12-10, 12-11, 12-12 - девятый, десятый, одиннадцатый, двенадцатый умножители;12-9, 12-10, 12-11, 12-12 - the ninth, tenth, eleventh, twelfth multipliers;

21 - схема вычитания.21 is a subtraction scheme.

Сущность способа контроля инерциальной навигационной системы поясняется чертежом (фиг.1) и состоит в проверке выполнения основного соотношения измерения ускорений в инерциальной навигации [7, с.79]

Figure 00000003
The essence of the control method of the inertial navigation system is illustrated in the drawing (Fig. 1) and consists in verifying the implementation of the basic ratio of the measurement of accelerations in inertial navigation [7, p. 79]
Figure 00000003

где

Figure 00000004
- вектор
Figure 00000005
 кажущегося линейного ускорения, величина а и направление которого заданы проекциями a X, a Y, a Z на оси XСYСZС связанной системы координат;Where
Figure 00000004
 - vector
Figure 00000005
 apparent linear acceleration, the value of a and the direction of which are given by the projections a X , a Y , a Z on the axis X С Y С Z С of the associated coordinate system;

Figure 00000006
- вектор
Figure 00000007
 абсолютного линейного ускорения, величина W и направление которого заданы проекциями WX,WY,WZ на оси XСYСZС связанной системы координат;
Figure 00000006
 - vector
Figure 00000007
 absolute linear acceleration, the value of W and the direction of which is given by the projections W X , W Y , W Z on the axis X C Y C Z C of the associated coordinate system;

Figure 00000008
- вектор
Figure 00000009
 ускорения силы тяжести, величина g и направление которого заданы проекциями g,X gY, gZ на оси XСYСZС связанной системы координат.
Figure 00000008
 - vector
Figure 00000009
 acceleration of gravity, the value of g and the direction of which are given by the projections g, X g Y , g Z on the axis X С Y С Z С of the associated coordinate system.

Проекции аX, аY, аZ кажущегося линейного ускорения измеряются акселерометрами инерциальной навигационной системы, оси чувствительности которых направлены по осям связанной системы координат.The projections a X , a Y , and Z of the apparent linear acceleration are measured by accelerometers of the inertial navigation system, the sensitivity axes of which are directed along the axes of the associated coordinate system.

Для определения проекций WX,WY,WZ абсолютного ускорения необходимо воспользоваться соотношениями вида:To determine the projections W X , W Y , W Z of absolute acceleration, it is necessary to use relations of the form:

Figure 00000010
Figure 00000010

или в проекциях:

Figure 00000011
or in projections:
Figure 00000011

где

Figure 00000012
- вектор
Figure 00000013
 линейной скорости объекта, величина V и направление которого определены проекциями VX, VY, VZ на оси XСYСZС связанной системы координат;
Figure 00000014
 - вектор
Figure 00000002
 абсолютной угловой скорости объекта, величина ω и направление которого определены проекциями ωX, ωY, ωZ на оси XСYСZС связанной системы координат. Проекции ωX, ωY, ωZ абсолютной угловой скорости объекта измеряются датчиками угловых скоростей проверяемой инерциальной навигационной системы, оси чувствительности которых направлены по осям связанной системы координат.Where
Figure 00000012
 - vector
Figure 00000013
 the linear velocity of the object, the value of V and the direction of which is determined by the projections V X , V Y , V Z on the axis X С Y С Z С of the associated coordinate system;
Figure 00000014
 - vector
Figure 00000002
 absolute angular velocity of the object, the magnitude of ω and the direction of which are determined by the projections ω X , ω Y , ω Z on the axis X С Y С Z С of the associated coordinate system. The projections ω X , ω Y , ω Z of the absolute angular velocity of the object are measured by the angular velocity sensors of the checked inertial navigation system, the sensitivity axes of which are directed along the axes of the associated coordinate system.

Для определения проекций gX,gY,gZ ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат воспользуемся соотношениемTo determine the projections g X , g Y , g Z of the acceleration of gravity on the axis of the associated coordinate system, we use the relation

Figure 00000015
Figure 00000015

где

Figure 00000016
- вектор
Figure 00000017
ускорения силы тяжести, величина g и направление которого определены проекциями 0,-g,0 на оси XOYOZO горизонтальной, земной, неподвижной системы координат;Where
Figure 00000016
 - vector
Figure 00000017
acceleration of gravity, the value of g and the direction of which are determined by the projections 0, -g, 0 on the X O Y O Z O axis of a horizontal, terrestrial, fixed coordinate system;

Figure 00000018
Figure 00000018

- матрицы поворота (фиг.1) связанной системы координат XСYСZС относительно земной неподвижной системы координат YOVOZO, в которой ускорение силы тяжести направлено вниз по вертикальной оси Yo. Так что проекции получаются в виде:- the rotation matrix (Fig. 1) of the associated coordinate system X C Y C Z C with respect to the Earth's motionless coordinate system Y O V O Z O , in which the acceleration of gravity is directed down the vertical axis Y o . So projections are obtained in the form:

Figure 00000019
Figure 00000019

Углы ψГ, ϑ, γ в матрицах поворота (6) вычисляются проверяемойThe angles ψ Г , ϑ, γ in the rotation matrices (6) are calculated by the test

инерциальной навигационной системой.inertial navigation system.

Аналогично для определения проекций Vx, Vy, Vz вектора

Figure 00000020
линейной скорости объекта можно воспользоваться соотношениемSimilarly, to determine the projections V x , V y , V z of the vector
Figure 00000020
 the linear velocity of the object, you can use the ratio

Figure 00000021
Figure 00000021

где Vξ, Vη, Vζ - проекции вектора

Figure 00000022
линейной скорости объекта на оси ξηζ - неподвижной, горизонтальной, географически ориентированной системы координат. Скорости вычисляются проверяемой инерциальной навигационной системой. Так что проекции линейной скорости получаются в виде:where V ξ , V η , V ζ are projections of the vector
Figure 00000022
 the linear velocity of the object on the axis ξηζ - a fixed, horizontal, geographically oriented coordinate system. Speeds are calculated by a verified inertial navigation system. So the projections of linear velocity are obtained in the form:

Figure 00000023
Figure 00000023

Figure 00000024
Figure 00000024

Figure 00000025
Figure 00000025

Таким образом, по выходным сигналам: aX, aY, aZ, ωX, ωY, ωZ, ψГ, ϑ, γ, Vξ, Vη, Vζ, измеренным и вычисленным в проверяемой инерциальной навигационной системе, можно установить правильность выполнения основного соотношения ускорений инерциальной навигации (2), представленного в наиболее общем виде (1) формулы изобретения. Соотношение (1) проверяет объективно существующие взаимосвязи параметров линейного и углового движения объекта [1, с.34-35] и инерциальной системы, которые должны иметь место в исправных датчиках системы (акселерометры, датчики угловых скоростей), вычислителе системы и объекте. Нарушение этих соотношений информирует о неисправности, проявляющейся по выходному сигналу системы, включенному в общее число высокоинформационных выходов, подверженных контролю.Thus, according to the output signals: a X , a Y , a Z , ω X , ω Y , ω Z , ψ Г , ϑ, γ, V ξ , V η , V ζ , measured and calculated in the verified inertial navigation system, it is possible to establish the correctness of the basic correlation of inertial navigation accelerations (2), presented in the most general form (1) of the claims. Relation (1) objectively checks the existing relationships between the parameters of the linear and angular motion of the object [1, p. 34-35] and the inertial system, which should take place in serviceable sensors of the system (accelerometers, angular velocity sensors), the computer system, and the object. Violation of these ratios informs of a malfunction manifested by the system output signal included in the total number of high-information outputs subject to monitoring.

Способ осуществляется следующим образом. Для наиболее современной инерциальной навигационной системы бесплатформенного типа реализация способа имеет преимущество из-за установки инерциального измерительного блока с акселерометрами и датчиками угловых скоростей на корпусе объекта [8, с.21]. Ориентация осей чувствительности последних производится по осям связанной системы координат объекта. Это значит, что проекции кажущегося линейного ускорения aX, aY, aZ и проекции абсолютных угловых скоростей объекта ωX, ωY, ωZ получаются с выхода инерциальной навигационной системы, после преобразования в цифровую форму вычислителем, и/или непосредственно с инерциального измерительного блока. Они применяются для контроля без дополнительных преобразований. Одновременно на их основе в вычислителе бесплатформенной инерциальной системы определяются параметры ψГ, ϑ, γ, Vξ, Vη, Vζ углового и линейного движения. Для этого вычислитель содержит взаимосвязанные блок пересчета, навигационный алгоритм и алгоритм ориентации. Преобразование этих параметров в контролируемые параметры gX, gY, gZ, VX, VY, VZ проекций векторов

Figure 00000026
и
Figure 00000027
 в связанной системе координат, для которых заявлено контрольное соотношение (1), происходит с учетом и углов ψГ, ϑ, γ, также вычисленных в инерциальной системе. Одинарный отказ выходных сигналов аX, аY, аZ, ωX, ωY, ωZ, ψГ, ϑ, γ, Vξ, Vη, Vζ инерциальной навигационной системы вызывает искажение равенств в соотношении (1) и фиксируется как неисправность.The method is as follows. For the most modern inertial navigation system of the strapdown type, the implementation of the method has an advantage due to the installation of an inertial measuring unit with accelerometers and angular velocity sensors on the body of the object [8, p.21]. The orientation of the sensitivity axes of the latter is made along the axes of the associated coordinate system of the object. This means that the projections of the apparent linear acceleration a X , a Y , a Z and the projections of the absolute angular velocities of the object ω X , ω Y , ω Z are obtained from the output of the inertial navigation system, after being digitized by the calculator, and / or directly from the inertial measuring unit. They are used for control without additional transformations. At the same time, based on them, the parameters ψ Г , ϑ, γ, V ξ , V η , V ζ of angular and linear motion are determined in the calculator of the strapdown inertial system. For this, the calculator contains an interconnected conversion unit, a navigation algorithm and an orientation algorithm. The transformation of these parameters into controlled parameters g X , g Y , g Z , V X , V Y , V Z projections of vectors
Figure 00000026
 and
Figure 00000027
 in the associated coordinate system for which the control relation (1) is declared, it takes into account the angles ψ Г , ϑ, γ, also calculated in the inertial system. A single failure of the output signals a X , a Y , a Z , ω X , ω Y , ω Z , ψ Г , ϑ, γ, V ξ , V η , V ζ of the inertial navigation system causes distortion of the equalities in relation (1) and is fixed like a malfunction.

Способ контроля инерциальной навигационной систем осуществляют следующим образом. Измеряют величину и направление кажущегося ускорения

Figure 00000005
взаимно ортогональными продольным, поперечным и нормальным акселерометрами инерциальной навигационной системы. Одновременно измеряют величину и направление угловой скорости
Figure 00000028
 объекта по осям связанной системы координат датчиками продольной, нормальной, поперечной угловой скорости, а также величину и направление линейной скорости
Figure 00000029
 объекта инерциальной навигационной системы. Величина и направление
Figure 00000030
 линейной скорости в проверяемой инерциальной навигационной системе определены через проекции Vξ, Vη, Vζ на оси географической, горизонтальной системы координат. Поэтому для вычисления величины и направления абсолютного ускорения W необходимо предварительно вычислить проекции линейной скорости v на оси связанной системы координат XСYСZС, что осуществляется с помощью преобразователей координат. Соответствующие выражениям (8)-(11) вычисления проекций ведутся на унифицированных схемах преобразователей координат 16-1, 16-2, 16-3. Сигналы, поступающие на первый и второй входы преобразователей координат, перемножаются в умножителе 12-9, как и сигналы, поступившие на третий и пятый входы, перемножаются в умножителе12-10, суммируются на сумматоре 11-4, а затем поступают на первый выход преобразователя координат. Сигнал, поступивший на четвертый вход преобразователя координат, без преобразования поступает на его третий выход. Сигналы, поступившие на первый и третий входы преобразователей координат, перемножаются в умножителе 12-11, как и сигналы, поступившие на второй и пятый входы, перемножаются в умножителе 12-12, вычитаются на схеме 21 вычитания, а затем поступают на второй выход преобразователя координат. Если учесть, что на вторые входы преобразователей 16-1,16-2,16-3 координат с функциональных преобразователей 5-5,5-3,5-2 поступают преобразованные по функции sin входные, а на третьи входы преобразователей 16-1,16-2,16-3 координат с функциональных преобразователей 5-6,5-4,5-1 поступают преобразованные по функции cos их входные сигналы, то можно представить следующее общее соотношение для входных и выходных сигналовThe control method of inertial navigation systems is as follows. The magnitude and direction of apparent acceleration are measured.
Figure 00000005
 mutually orthogonal to the longitudinal, transverse and normal accelerometers of the inertial navigation system. At the same time measure the magnitude and direction of the angular velocity
Figure 00000028
 object along the axes of the associated coordinate system with sensors of longitudinal, normal, transverse angular velocity, as well as the magnitude and direction of linear velocity
Figure 00000029
 inertial navigation system object. Magnitude and direction
Figure 00000030
 linear velocity in the checked inertial navigation system are determined through the projections V ξ , V η , V ζ on the axis of the geographical, horizontal coordinate system. Therefore, to calculate the magnitude and direction of the absolute acceleration W, it is necessary to preliminarily calculate the projections of the linear velocity v on the axis of the associated coordinate system X С Y С Z С , which is carried out using coordinate transformers. The calculations of the projections corresponding to expressions (8) - (11) are carried out on standardized schemes of coordinate transformers 16-1, 16-2, 16-3. The signals received at the first and second inputs of the coordinate transformers are multiplied in the multiplier 12-9, as the signals received at the third and fifth inputs are multiplied in the multiplier 12-10, summed on the adder 11-4, and then fed to the first output of the coordinate transformer . The signal received at the fourth input of the coordinate transformer, without conversion, is fed to its third output. The signals received at the first and third inputs of the coordinate transformers are multiplied in the multiplier 12-11, like the signals received at the second and fifth inputs are multiplied in the multiplier 12-12, are subtracted on the subtraction circuit 21, and then fed to the second output of the coordinate transformer . Given that the second inputs of the transducers 16-1.16-2.16-6 coordinates from the functional transducers 5-5.5-3.5-2 receive the input converted by the sin function, and the third inputs of the transducers 16-1, 16-2,16-3 coordinates from functional converters 5-6,5-4,5-1 receive their input signals converted by cos function, then we can imagine the following general relation for input and output signals

Figure 00000031
Figure 00000031

где Xi,

Figure 00000032
- входные сигналы; Yj,
Figure 00000033
 - выходные сигналы преобразователей координат. Преобразователь 16-2 координат реализует матрицу поворота Aϑ выражения (8). Преобразователь 16-3 координат реализует матрицу поворота Aγ выражения (8). На первом выходе преобразователя 16-3 координат получается проекция VY линейной скорости, на втором выходе преобразователя 16-3 координат получается проекция VZ линейной скорости, а на третьем выходе преобразователя 16-3 координат получается проекция VZ линейной скорости объекта. Дальнейшее определение проекций WX,WY, WZ абсолютного ускоренияwhere X i
Figure 00000032
 - input signals; Y j
Figure 00000033
 - output signals from coordinate converters. The coordinate converter 16-2 implements the rotation matrix A ϑ of expression (8). The coordinate converter 16-3 implements the rotation matrix A γ of expression (8). The projection V Y of the linear velocity is obtained at the first output of the coordinate converter 16-3, the projection V Z of the linear velocity is obtained at the second output of the coordinate converter 16-3, and the projection V Z of the linear velocity of the object is obtained at the third output of the coordinate converter 16-3. Further definition of projections W X , W Y , W Z absolute acceleration

Figure 00000034
Figure 00000034

а также их разностей с проекциями аX, аY, аZ кажущегося ускорения по выражению (1) осуществляется, после дифференцирования проекций VX, VY, VZ линейной скорости объекта и суммирования составляющих этого ускорения с вращательными слагаемыми от угловой скорости объекта ωYVZ-ωZVY, ωZVX-ωXVZ, ωXVX-ωYVX в сумматорах 11-3, 11-1, 11-2. Одновременно определяют величину и направление ускорения силы тяжести

Figure 00000035
. Для этого, в соответствии с выражением (7), для известного значения величины g, вычисляют его проекции gX=-gsinϑ, gY=-gcosγcosϑ, gZ=gsinγcosϑ на оси связанной системы координат через углы тангажа ϑ и крена γ, вычисленные в проверяемой инерциальной навигационной системе. Последующее сравнение проекций ускорения силы тяжести с проекциями разностей абсолютного и кажущегося ускорений, включающими все измеренные и вычисленные основные выходные сигналы инерциальной навигационной системы, позволяет сформировать следующие функции контроля, учитывающие конечную точность измерений:as well as their differences with the projections a X , Y , and Z of the apparent acceleration according to expression (1), is carried out after differentiating the projections V X , V Y , V Z of the linear velocity of the object and summing the components of this acceleration with the rotational terms of the angular velocity of the object ω Y V Z -ω Z V Y , ω Z V X -ω X V Z , ω X V X -ω Y V X in the adders 11-3, 11-1, 11-2. At the same time, determine the magnitude and direction of the acceleration of gravity
Figure 00000035
 . For this, in accordance with expression (7), for the known value of g, its projections g X = -gsinϑ, g Y = -gcosγcosϑ, g Z = gsinγcosϑ on the axis of the associated coordinate system through the pitch лы and roll γ, calculated in a verifiable inertial navigation system. The subsequent comparison of the projections of the acceleration of gravity with the projections of the differences of the absolute and apparent accelerations, including all measured and calculated main output signals of the inertial navigation system, allows you to create the following control functions that take into account the final measurement accuracy:

dVX/dt+ωYVZ-ωZVY-aX-gX=Ф1;dV X / dt + ω Y V Z -ω Z V Y -a X -g X = Ф 1 ;

Figure 00000036
Figure 00000036

Figure 00000037
Figure 00000037

где Фi,

Figure 00000038
- функции точности контроля и пороги срабатывания компараторов; UKi - выходной сигнал i-го компаратора; UO - выходной сигнал, информирующий об отказе инерциальной навигационной системы.where f i
Figure 00000038
 - precision control functions and thresholds for comparators; U Ki is the output signal of the i-th comparator; U O - output signal informing about the failure of the inertial navigation system.

Предлагаемое изобретение нацелено на создание простого, аппаратурно-безызбыточного, полностью автономного способа контроля сложной многопараметрической инерциальной навигационной системы. В основу способа и устройства положено физическое соотношение (2) ускорений инерциальной навигации, выполнение которого проверяемой системой является обязательным. Установив соответствие выходных параметров, измеряемых и вычисляемых проверяемой системой, найдены условия ее работоспособного состояния и появления индикации отказов. Условия содержат простейшие математические операции, справедливые для любого режима работы, и носят практически безынерционный характер. Основной физический смысл контроля здесь основан на известной взаимосвязи параметров линейного и углового движения объекта [1, с.32]. При этом учтены и связи измеренных и вычисленных в проверяемой инерциальной навигационной системе выходных параметров [8, с.167]. Способ и устройство рассмотрены в отношении к наиболее перспективным бесплатформенным инерциальным навигационным системам, однако его применение для классических систем с гиростабилизированной платформой, на которой установлены акселерометры аX, аY, аZ и датчики угловых скоростей ωX, ωY, ωZ связанной системы координат, не представляет сложности в практической реализации по заявленному способу.The present invention is aimed at creating a simple, hardware-redundant, fully autonomous way to control a complex multi-parameter inertial navigation system. The method and device are based on the physical relation (2) of inertial navigation accelerations, the fulfillment of which is checked by the system under test. Having established the correspondence of the output parameters measured and calculated by the system under test, the conditions of its operational state and the appearance of failure indications are found. Conditions contain the simplest mathematical operations that are valid for any mode of operation, and are practically inertialess. The main physical meaning of control here is based on the well-known relationship between the parameters of linear and angular motion of an object [1, p.32]. At the same time, the relationships of the output parameters measured and calculated in the inertial navigation system being checked are taken into account [8, p.167]. A method and apparatus are considered in relation to the most promising strapdown inertial navigation systems, but its use for the classical systems with a gyrostabilized platform on which the accelerometers and X, and Y, and Z and angular velocity sensors ω X, ω Y, ω Z bound system coordinates, it is not difficult to implement according to the claimed method.

Устройство контроля инерциальной навигационной системы 1 содержит датчики продольной 2, нормальной 3, поперечной 4 угловой скорости, функциональные преобразователи косинуса 5-1 и синуса 5-2 и датчика 6 крена, функциональные преобразователи синуса 5-3 и косинуса 5-4 датчика 7 тангажа, продольный 8, поперечный 9, нормальный 10 акселерометры. Выход нормального 10 акселерометра соединен с первым вычитающим входом первого сумматора 11-1, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами первого 12-1 и второго 12-2 умножителей. Четвертый суммирующий вход сумматора 11-1 соединен с выходом третьего умножителя 12-3, входы которого соединены с выходом функционального преобразователя 5-4 косинуса датчика тангажа 7 и выходом функционального преобразователя 5-1 косинуса датчика крена 6. Пятый суммирующий вход первого сумматора 11-1 соединен с выходом первого дифференциатора 13-1. Выход первого сумматора 11-1 соединен со входом первого компаратора 14-1. Выход поперечного 9 акселерометра соединен с первым вычитающим входом второго сумматора 11-2, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами четвертого 12-4 и пятого 12-5 умножителей. Четвертый вычитающий вход - с выходом шестого 12-6 умножителя, входы которого соединены с выходом функционального преобразователя 5-4 косинуса датчика тангажа 7 и выходом функционального преобразователя 5-2 синуса датчика крена 6. Пятый суммирующий вход второго сумматора 11-2 соединен с выходом второго дифференциатора 13-2. Выход второго сумматора 11-2 соединен со входом второго компаратора 14-2. Выход продольного 8 акселерометра соединен с первым вычитающим входом третьего сумматора 11-3, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами седьмого 12-7 и восьмого 12-8 умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом функционального преобразователя 5-3 синуса датчика тангажа 7. Пятый суммирующий вход третьего сумматора 11-3 соединен с выходом третьего дифференциатора 13-3. Выход третьего сумматора 11-3 соединен с входом третьего компаратора 14-3. Первые входы первого 12-1 и восьмого 12-8 умножителей подключены к выходу датчика 4 поперечной угловой скорости, первые входы второго 12-2 и четвертого 12-4 умножителей подключены к выходу датчика 2 продольной угловой скорости, первые входы пятого 12-5 и седьмого 12-7 умножителей подключены к выходу датчика 3 нормальной угловой скорости. Выходы первого 14-1, второго 14-2, третьего 14-3 компараторов соединены со входами схемы 15 ИЛИ. Устройство также содержит первый 16-1, второй 16-2, третий 16-3 преобразователи координат, пятый 5-5 синуса и шестой 5-6 косинуса функциональные преобразователи, датчик 17 гироскопического курса, датчик 18 вертикальной составляющей линейной скорости, датчик 19 западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчика 20 северной горизонтальной составляющей линейной скорости, который соединен с первым входом первого 16-1 преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с пятым 5-5 и шестым 5-6 функциональным преобразователем, подключенным входами к выходу датчика 17 гироскопического курса. Четвертый и пятый входы первого 16-1 преобразователя координат соединены с выходами соответственно датчика 18 вертикальной составляющей линейной скорости и датчика 19 западной горизонтальной составляющей линейной скорости. Первый выход первого 16-1 преобразователя координат соединен с пятым входом второго 16-2 преобразователя координат, второй выход - с четвертым входом второго 16-2 преобразователя координат, третий выход - с первым входом второго 16-2 преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами третьего 5-3 и четвертого 5-4 функциональных преобразователей синуса и косинуса датчика тангажа 7. Первый выход второго 16-2 преобразователя координат соединен с четвертым входом третьего 16-3 преобразователя координат, второй выход - с пятым входом третьего 16-3 преобразователя координат, третий выход - с первым входом третьего 16-3 преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с вторым 5-2 и первым 5-1 функциональными преобразователями синуса и косинуса датчика крена 6. Первый выход третьего 16-3 преобразователя координат соединен с входом первого дифференциатора 13-1 и вторыми входами четвертого 12-4 и восьмого 12-8 умножителей. Второй выход третьего преобразователя 16-3 координат соединен с входом второго дифференциатора 13-2 и вторыми входами второго 12-2 и седьмого 12-7 умножителей. Третий выход третьего 16-3 преобразователя координат соединен с входом третьего дифференциатора 13-3 и вторыми входами первого 12-1 и пятого 12-5 умножителей.The control device of the inertial navigation system 1 contains sensors of longitudinal 2, normal 3, transverse 4 angular velocity, functional transducers of cosine 5-1 and sine 5-2 and roll sensor 6, functional transducers of sine 5-3 and cosine 5-4 of pitch sensor 7, longitudinal 8, transverse 9, normal 10 accelerometers. The output of the normal 10 accelerometer is connected to the first subtracting input of the first adder 11-1, the second summing and third subtracting inputs of which are connected respectively to the outputs of the first 12-1 and second 12-2 multipliers. The fourth summing input of the adder 11-1 is connected to the output of the third multiplier 12-3, the inputs of which are connected to the output of the cosine functional transducer 5-4 of the pitch sensor 7 and the output of the cosine functional transducer 5-1 of the roll sensor 6. The fifth summing input of the first adder 11-1 connected to the output of the first differentiator 13-1. The output of the first adder 11-1 is connected to the input of the first comparator 14-1. The output of the transverse 9 accelerometer is connected to the first subtracting input of the second adder 11-2, the second summing and third subtracting inputs of which are connected respectively with the outputs of the fourth 12-4 and fifth 12-5 multipliers. The fourth subtractive input - with the output of the sixth 12-6 multiplier, the inputs of which are connected to the output of the functional transducer 5-4 of the cosine of the pitch sensor 7 and the output of the functional transducer 5-2 of the sine of the roll sensor 6. The fifth summing input of the second adder 11-2 is connected to the output of the second differentiator 13-2. The output of the second adder 11-2 is connected to the input of the second comparator 14-2. The output of the longitudinal 8 accelerometer is connected to the first subtracting input of the third adder 11-3, the second summing and third subtracting inputs of which are connected respectively to the outputs of the seventh 12-7 and eighth 12-8 multipliers, the fourth summing input - with the output of the functional transducer 5-3 of the sine of the sensor pitch 7. The fifth summing input of the third adder 11-3 is connected to the output of the third differentiator 13-3. The output of the third adder 11-3 is connected to the input of the third comparator 14-3. The first inputs of the first 12-1 and eighth 12-8 multipliers are connected to the output of the transverse angular velocity sensor 4, the first inputs of the second 12-2 and fourth 12-4 multipliers are connected to the output of the longitudinal angular velocity sensor 2, the first inputs of the fifth are 12-5 and seventh 12-7 multipliers are connected to the output of the sensor 3 of normal angular velocity. The outputs of the first 14-1, second 14-2, third 14-3 comparators are connected to the inputs of the OR circuit 15. The device also contains the first 16-1, the second 16-2, the third 16-3 coordinate converters, the fifth 5-5 sine and the sixth 5-6 cosine functional converters, the gyroscopic heading sensor 17, the vertical linear velocity sensor 18, the horizontal western sensor 19 linear velocity component, a sensor 20 of the northern horizontal linear velocity component, which is connected to the first input of the first 16-1 coordinate converter, the second and third inputs of which are connected respectively to the fifth 5-5 and sixth 5-6 functional pre the educator connected by the inputs to the output of the sensor 17 of the gyroscopic course. The fourth and fifth inputs of the first 16-1 coordinate converter are connected to the outputs of the sensor 18 of the vertical linear velocity component and the sensor 19 of the western horizontal linear velocity component, respectively. The first output of the first 16-1 coordinate converter is connected to the fifth input of the second 16-2 coordinate converter, the second output is with the fourth input of the second 16-2 coordinate converter, the third output is with the first input of the second 16-2 coordinate converter, the second and third inputs of which connected respectively to the outputs of the third 5-3 and fourth 5-4 functional transducers of the sine and cosine of the pitch sensor 7. The first output of the second 16-2 coordinate transformer is connected to the fourth input of the third 16-3 coordinate transformer, the second the output is with the fifth input of the third 16-3 coordinate converter, the third output is with the first input of the third 16-3 coordinate converter, the second and third inputs of which are connected respectively to the second 5-2 and first 5-1 functional converters of the sine and cosine of the roll sensor 6 The first output of the third 16-3 coordinate converter is connected to the input of the first differentiator 13-1 and the second inputs of the fourth 12-4 and eighth 12-8 multipliers. The second output of the third coordinate converter 16-3 is connected to the input of the second differentiator 13-2 and the second inputs of the second 12-2 and seventh 12-7 multipliers. The third output of the third 16-3 coordinate converter is connected to the input of the third differentiator 13-3 and the second inputs of the first 12-1 and fifth 12-5 multipliers.

Преобразователь координат 16 содержит последовательно соединенные девятый 12-9 умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат 16, второй вход - со вторым входом преобразователя координат 16, четвертый сумматор 11-4, второй вход которого соединен с выходом десятого 12-10 умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат 16, последовательно соединенные одиннадцатый 12-11 умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат 16, второй вход - с третьим входом преобразователя координат 16, первая схема 21 вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом одиннадцатого 12-11 умножителя, вычитающий вход - с выходом двенадцатого 12-12 умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат 16, четвертый вход преобразователя координат 16 соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами десятого 12-10 и двенадцатого 12-12 умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат 16.The coordinate transformer 16 contains a ninth 12-9 multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the coordinate transformer 16, the second input is connected to the second input of the coordinate transformer 16, the fourth adder 11-4, the second input of which is connected to the output of the tenth 12-10 multiplier and the output - with the first output of the coordinate transformer 16, the eleventh 12-11 multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the coordinate transformer 16, the second input - with the third input of the transformer dividing coordinates 16, the first subtraction circuit 21, the summing input of which is connected to the output of the eleventh 12-11 multiplier, the subtracting input - with the output of the twelfth 12-12 multiplier, and the output - with the second output of the coordinate transformer 16, the fourth input of the coordinate transformer 16 is connected to its the third output, the fifth input with the first inputs of the tenth 12-10 and twelfth 12-12 multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the third and second inputs of the coordinate transformer 16.

Устройство контроля инерциальной навигационной системы работает следующим образом. Инерциальная навигационная система 1 содержит датчик 2 продольной угловой скорости, выходной сигнал которого, пропорциональный ωX, поступает на первые входы умножителей 12-2 и 12-4. Одновременно, на вход умножителей 12-5 и 12-7 поступает выходной сигнал ωY с датчика 3 нормальной угловой скорости, а на один вход умножителей 12-1 и 12-8 поступает выходной сигнал ωZ с датчика 4 поперечной угловой скорости. На другой вход умножителей 12-4, 12-8 поступает сигнал с первого выхода преобразователя 16-3 координат, пропорциональный проекции VX линейной скорости объекта. На другой вход умножителей 12-2 и 12-7 поступает сигнал со второго выхода преобразователя 16-3 координат, пропорциональный проекции VZ линейной скорости объекта. На другой вход умножителей 12-1, 12-5 поступает сигнал с третьего выхода преобразователя 16-3 координат, пропорциональный проекции VZ линейной скорости объекта. Выходные сигналы умножителей 12-1, 12-2, 12-4, 12-5, 12-7, 12-8 образуют оценки добавочных ускорений движения объекта из-за его маневрирования. Выходной сигнал датчика 20 северной горизонтальной составляющей линейной скорости Vξ поступает на первый вход преобразователя 16-1 координат, на второй и третий входы которого поступают соответственно сигналы с выходов функциональных преобразователей 5-5, 5-6, получающих на входы сигнал ψГ с датчика 17 гироскопического курса. На четвертый и пятый входы преобразователя 16-1 координат поступают соответственно сигналы Vζ и Vη c датчика 18 вертикальной составляющей линейной скорости и с датчика 19 западной горизонтальной составляющей линейной скорости. В результате на первом, втором и третьем выходах преобразователя 16-1 координат получаются соответственно сигналы пропорциональные: VX0=VξψГ+VηcosψГ; VY0=Vζ; VZ0=VξcosψГ-VηsinψГ. На первый вход преобразователя 16-2 координат поступает сигнал, пропорциональный VY0, на второй и третий входы поступают соответственно сигналы, пропорциональные sin и cos угла тангажа ϑ с функциональных преобразователей 5-3, 5-4, подключенных к выходу датчика 7 тангажа инерциальной навигационной системы 1. Ha четвертый и пятый входы преобразователя 16-2 координат поступают соответственно сигналы VZ0 и VX0 второго и первого выходов преобразователя 16-1 координат. В результате на первом, втором и третьем выходах преобразователя 16-2 получаются соответственно сигналы пропорциональные: VX1=VX0cosϑ+VY0sinϑ; VY1=-YX0sinϑ+VY0cosϑ; VZ1=VZ0. На первый вход преобразователя 16-3 координат поступает сигнал, пропорциональный VZ1, на второй и третий входы поступают соответственно сигналы, пропорциональные sin и cos угла крена γ с функциональных преобразователей 5-2, 5-1, подключенных к выходу датчика 6 крена инерциальной навигационной системы 1. Ha четвертый и пятый входы преобразователя 16-2 координат поступают соответственно сигналы VX1 и VY1 c первого и второго выходов преобразователя 16-2 координат. В результате на первом, втором и третьем выходах преобразователя 16-3 получаются соответственно сигналы, пропорциональные: VY=VY1cosγ+VZ1sinγ; VZ=-VY1sinγ+VZ1cosγ; VX=VX1. Как было отмечено, сигналы, пропорциональные проекциям VX, VY, VZ линейной скорости объекта, поступают соответственно на дифференциатор 13-3 и умножители 12-1,12-5, на дифференциатор 13-1 и умножители 12-4, 12-8, на дифференциатор 13-2 и умножители 12-2, 12-7. Сигналы, пропорциональные вычисленным в инерциальной навигационной системе 1 углам крена γ и тангажа 9, соответственно с датчика 6 крена γ и датчика 7 тангажа 9 поступают на входы функциональных преобразователей 5-1, 5-2 и 5-3, 5-4. Тогда сигналы, пропорциональные проекциям gX, gY, gZ ускорения силы тяжести, формируются соответственно на выходе функционального преобразователя 5-3, умножителя 12-3, на входы которого поступают сигналы, пропорциональные cos крена γ и тангажа ϑ, с функциональных преобразователей 5-1 и 5-4, умножителя 12-6, на входы которого поступают сигналы пропорциональные sin крена γ и cos тангажа ϑ с функциональных преобразователей 5-2 и 5-4. Выходной сигнал нормального акселерометра 10 поступает на первый вычитающий вход сумматора 11-1, на второй суммирующий вход которого поступает выходной сигнал умножителя 12-1, на третий вычитающий вход - умножителя 12-2, на четвертый суммирующий вход - умножителя 12-3, а на пятый суммирующий вход - дифференциатора 13-1. Выходной сигнал поперечного акселерометра 9 поступает на первый вычитающий вход сумматора 11-2, на второй суммирующий вход которого поступает выходной сигнал умножителя 12-4, на третий вычитающий вход - умножителя 12-5, на четвертый вычитающий вход - умножителя 12-6, а на пятый суммирующий вход - дифференциатора 13-2. Выходной сигнал продольного акселерометра 8 поступает на первый вычитающий вход сумматора 11-3, на второй суммирующий вход которого поступает выходной сигнал умножителя 12-7, на третий вычитающий вход - умножителя 12-8, на четвертый суммирующий вход - функционального преобразователя 5-3, а на пятый суммирующий вход - дифференциатора 13-3. Сигналы на четвертых входах сумматоров 11-1, 11-2, 11-3 поступают на суммирование с коэффициентом пропорциональности g, который учитывает величину ускорения силы тяжести. Выходной сигнал сумматора 11-1 поступает на компаратор 14-1, где происходит его сравнение с полем допуска

Figure 00000039
, величина которого определяется допустимыми погрешностями контролируемых датчиков. Аналогично выходной сигнал сумматора 11-2 поступает на компаратор 14-2, где происходит его сравнение с полем допуска
Figure 00000040
 , а выходной сигнал сумматора 11-3 поступает на компаратор 14-3, где происходит его сравнение с полем допуска
Figure 00000041
 , величины
Figure 00000042
 ,
Figure 00000043
 также определяются допустимыми погрешностями контролируемых датчиков инерциальной навигационной системы 1. Выход за поле допуска одного или нескольких выходных сигналов сумматоров 11-1, 11-2, 11-3 ведет к срабатыванию компараторов, которое, через логическую схему ИЛИ, передается сигналом отказа на выход устройства.The control device inertial navigation system operates as follows. Inertial navigation system 1 contains a sensor 2 of longitudinal angular velocity, the output signal of which, proportional to ω X , is supplied to the first inputs of multipliers 12-2 and 12-4. At the same time, the output signal ω Y from the sensor 3 of normal angular velocity is fed to the input of the multipliers 12-5 and 12-7, and the output signal ω Z from the sensor 4 of the transverse angular velocity is fed to one input of the multipliers 12-1 and 12-8. At the other input of the multipliers 12-4, 12-8, a signal is received from the first output of the coordinate converter 16-3, proportional to the projection V X of the linear velocity of the object. At the other input of the multipliers 12-2 and 12-7, a signal is received from the second output of the coordinate converter 16-3, proportional to the projection V Z of the linear velocity of the object. At the other input of the multipliers 12-1, 12-5, a signal is received from the third output of the coordinate converter 16-3, proportional to the projection V Z of the linear velocity of the object. The output signals of the multipliers 12-1, 12-2, 12-4, 12-5, 12-7, 12-8 form estimates of the additional accelerations of the movement of the object due to its maneuvering. The output signal of the sensor 20 of the northern horizontal component of the linear velocity V ξ is supplied to the first input of the coordinate transformer 16-1, the second and third inputs of which respectively receive signals from the outputs of the functional transducers 5-5, 5-6, receiving the signal ψ Г from the sensors 17 gyroscopic courses. The fourth and fifth inputs of the coordinate transformer 16-1 receive the signals V ζ and V η respectively from the sensor 18 of the vertical component of the linear velocity and from the sensor 19 of the western horizontal component of the linear velocity. As a result, the proportional signals are obtained respectively at the first, second, and third outputs of the coordinate converter 16-1: V X0 = V ξ ψ Г + V η cosψ Г ; V Y0 = V ζ ; V Z0 = V ξ cosψ Г -V η sinψ Г. A signal proportional to V Y0 is supplied to the first input of the coordinate converter 16-2, signals proportional to sin and cos of the pitch angle ϑ from the functional transducers 5-3, 5-4 connected to the output of the inertial navigation pitch sensor 7, respectively, are supplied to the second and third inputs system 1. Ha the fourth and fifth inputs of the transducer 16-2 coordinates respectively receive signals V Z0 and V X0 of the second and first outputs of the transducer 16-1 coordinates. As a result, the proportional signals are respectively obtained at the first, second, and third outputs of converter 16-2: V X1 = V X0 cosϑ + V Y0 sinϑ; V Y1 = -Y X0 sinϑ + V Y0 cosϑ; V Z1 = V Z0 . A signal proportional to V Z1 is supplied to the first input of the coordinate converter 16-3, signals proportional to sin and cos of the angle of heel γ from the functional transducers 5-2, 5-1 connected to the output of the inertial navigation sensor 6 are received at the second and third inputs, respectively system 1. Ha the fourth and fifth inputs of the coordinate converter 16-2 receive signals V X1 and V Y1, respectively, from the first and second outputs of the coordinate converter 16-2. As a result, at the first, second, and third outputs of converter 16-3, signals proportional are obtained, respectively: V Y = V Y1 cosγ + V Z1 sinγ; V Z = -V Y1 sinγ + V Z1 cosγ; V X = V X1 . As was noted, signals proportional to the projections V X , V Y , V Z of the linear velocity of the object are supplied respectively to the differentiator 13-3 and the multipliers 12-1,12-5, the differentiator 13-1 and the multipliers 12-4, 12- 8, to the differentiator 13-2 and the multipliers 12-2, 12-7. Signals proportional to the roll angles γ and pitch 9 calculated in the inertial navigation system 1, respectively, from the roll 6 sensor γ and pitch 9 sensor 7 are fed to the inputs of the functional converters 5-1, 5-2 and 5-3, 5-4. Then the signals proportional to the projections g X , g Y , g Z of gravity acceleration are formed respectively at the output of the functional transducer 5-3, the multiplier 12-3, the inputs of which receive signals proportional to the cos roll γ and pitch с from the functional transducers 5 -1 and 5-4, the multiplier 12-6, the inputs of which receive signals proportional to the sin roll γ and cos pitch ϑ from the functional converters 5-2 and 5-4. The output signal of the normal accelerometer 10 is fed to the first subtracting input of the adder 11-1, the second summing input of which receives the output signal of the multiplier 12-1, the third subtracting input - the multiplier 12-2, the fourth summing input - the multiplier 12-3, and fifth summing input - differentiator 13-1. The output signal of the transverse accelerometer 9 is fed to the first subtracting input of the adder 11-2, the second summing input of which receives the output signal of the multiplier 12-4, the third subtracting input - the multiplier 12-5, the fourth subtracting input - the multiplier 12-6, and fifth summing input - differentiator 13-2. The output signal of the longitudinal accelerometer 8 is fed to the first subtracting input of the adder 11-3, the second summing input of which receives the output signal of the multiplier 12-7, the third subtracting input - the multiplier 12-8, the fourth summing input of the functional converter 5-3, and on the fifth summing input - differentiator 13-3. The signals at the fourth inputs of the adders 11-1, 11-2, 11-3 are fed to the summation with the proportionality coefficient g, which takes into account the magnitude of the acceleration of gravity. The output signal of the adder 11-1 goes to the comparator 14-1, where it is compared with the tolerance field
Figure 00000039
 , the value of which is determined by the permissible errors of the monitored sensors. Similarly, the output signal of the adder 11-2 goes to the comparator 14-2, where it is compared with the tolerance field
Figure 00000040
 , and the output signal of the adder 11-3 goes to the comparator 14-3, where it is compared with the tolerance field
Figure 00000041
 , quantities
Figure 00000042
 ,
Figure 00000043
 also determined by the permissible errors of the monitored sensors of the inertial navigation system 1. Exceeding the tolerance field of one or more output signals of the adders 11-1, 11-2, 11-3 leads to the triggering of the comparators, which, through the OR logic circuit, is transmitted by a failure signal to the output of the device .

Преобразователь 16-1, 16-2, 16-3 координат работает следующим образом. Поскольку преобразователь 16-1, 16-2, 16-3 реализует соотношения (12) между его входными: Х1, Х2, Х3, Х4, Х5 и выходными: Y1,Y2,Y3 сигналами, то на выходе преобразователя 16-1 координат будут сигналы, пропорциональные:Converter 16-1, 16-2, 16-3 coordinates works as follows. Since the converter 16-1, 16-2, 16-3 implements the relationship (12) between its input: X 1 , X 2 , X 3 , X 4 , X 5 and output: Y 1 , Y 2 , Y 3 signals, then the output of the transducer 16-1 coordinates will be signals proportional to:

Figure 00000044
Figure 00000044

на выходе преобразователя 16-2 координат будут сигналы, пропорциональные:

Figure 00000045
the output of the Converter 16-2 coordinates will be signals proportional to:
Figure 00000045

а на выходе преобразователя 16-3 координат будут сигналы, пропорциональные:and at the output of the coordinate converter 16-3 there will be signals proportional to:

Figure 00000046
Figure 00000046

Таким образом получаются оценки абсолютной угловой скорости аппарата.Thus, estimates of the absolute angular velocity of the apparatus are obtained.

Практическая реализация способа и устройства контроля инерциальной навигационной системы подвижного объекта возможна на аналоговой и цифровой схемотехнической базе [9, 10]. Контролируемая инерциальная навигационная система, содержащая датчики параметров: aX, aY, aZ, ωX, ωY, ωZ, ψГ, ϑ, γ, Vξ, Vη, Vζ, может быть реализована для большого числа типов отечественных и зарубежных бесплатформенных систем: И-42-1С, БИНС-85, НСИ-2000, БИНС-СП, СБКВ-85, БИНС-ММ, LCR-93, LTN-90, LTN-101, LTN-400, SIGMA RL 90/50/92, Sagem SAPHIR и др. Предпочтительная программная реализация контроля возможна на бортовых вычислительных машинах типа ЦВМ 80-30301, БЦВМ 80-40ХХХ, БЦВМ 90-60ХХХ, БАГЕТ-53, СР 1075/AYK, AP-1R, M362F, CIP и др. [11, 12], возможна и реализация на встроенных вычислителях самих проверяемых инерциальных навигационных систем, что представляется наилучшим вариантом, так как не связано с большими дополнительными нагрузками системы.The practical implementation of the method and device for monitoring the inertial navigation system of a moving object is possible on an analog and digital circuitry base [9, 10]. A controlled inertial navigation system containing parameter sensors: a X , a Y , a Z , ωX, ωY, ωZ, ψ Г , ϑ, γ, V ξ , V η , V ζ , can be implemented for a large number of types of domestic and foreign strap-down systems: I-42-1C, BINS-85, NSI-2000, BINS-SP, SBKV-85, BINS-MM, LCR-93, LTN-90, LTN-101, LTN-400, SIGMA RL 90/50 / 92, Sagem SAPHIR and others. The preferred software implementation of control is possible on board computers such as TsVM 80-30301, BTsVM 80-40XXX, BTsVM 90-60XXX, BAGET-53, SR 1075 / AYK, AP-1R, M362F, CIP and etc. [11, 12], it is also possible to implement them on built-in computers Inertial navigation systems, which seems to be the best option, since it is not associated with large additional system loads.

Таким образом, в соответствии с полным учетом пространственного движения объекта при получении выражения (1), для заявляемого способа и устройства контроля отсутствуют недостатки прототипа. Высокая точность и надежность контроля достигается из-за отсутствия в алгоритме погрешностей дополнительных датчиков информации, как то измерителей скоростей, углов тангажа, крена, атаки, ускорений объекта. Достоверность контроля инерциальной навигационной системы И-42-1С с помощью вычислителя ЦВМ 80-30301 здесь составляет PД5=0,900095, что соответствует времени достоверного контроля TД5=19 ч. Это, как минимум, в 5,6-7,1 раз больше, чем у прототипа, и на порядок превышает среднее полетное время объекта. Надежность инерциальной навигационной системы, в совокупности с дополнительными средствами контроля, для заявляемого способа и устройства получается в 1,6-1,9 раз больше, чем у прототипа. Информационная производительность контроля составляет 4,114 бит/с, что больше прототипа, и охватывает все основные выходные параметры контролируемой системы: aX, aY, aZ, ωX, ωY, ωZ, ψГ, ϑ, γ, Vξ, Vη, Vζ. Вес прототипа более чем в 1,4÷2,1 раза больше заявляемой системы, особенно, если учесть, что последняя может иметь встроенную программную реализацию вычислителя И-42-1С. Этим объясняются и другие высокие технико-экономическими показателями по габаритам, энергопотреблению, стоимости и удобству эксплуатации на легком маневренном объекте. Практическая реализация контроля возможна простейшими математическими операциями безынерционного алгоритма встроенного или внешнего вычислителя.Thus, in accordance with the full consideration of the spatial movement of the object upon receipt of the expression (1), for the proposed method and control device there are no disadvantages of the prototype. High accuracy and reliability of control is achieved due to the lack of errors in the algorithm of additional information sensors, such as speed meters, pitch angles, roll, attack, acceleration of the object. The reliability of the control of the inertial navigation system I-42-1C with the help of the digital computer 80-30301 here is P D5 = 0.900095, which corresponds to a reliable control time T D5 = 19 hours. This is at least 5.6-7.1 times more than the prototype, and an order of magnitude higher than the average flight time of the object. The reliability of the inertial navigation system, in conjunction with additional controls, for the proposed method and device is obtained 1.6-1.9 times more than that of the prototype. The information performance of the control is 4.114 bit / s, which is more than the prototype, and covers all the main output parameters of the controlled system: a X , a Y , a Z , ωX, ωY, ωZ, ψ Г , ϑ, γ, V ξ , V η , V ζ . The weight of the prototype is more than 1.4 ÷ 2.1 times more than the claimed system, especially when you consider that the latter may have an integrated software implementation of the I-42-1C calculator. This also explains other high technical and economic indicators in terms of size, energy consumption, cost and ease of use at a light maneuverable facility. The practical implementation of control is possible by the simplest mathematical operations of the inertialess algorithm of the built-in or external computer.

Таким образом, приведенные сведения доказывают, что при осуществлении заявленного изобретения выполняются следующие условия:Thus, the above information proves that when implementing the claimed invention, the following conditions are met:

- средство, воплощяющее устройство-изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в транспортной, авиационной и космической технике и, в частности, для комплексного контроля инерциальных навигационных систем беспилотных, пассажирских и транспортных самолетов. Оно может использоваться для определения исправности самолета в полете и на стадии его предполетной проверки;- a tool embodying the device of the invention in its implementation, is intended for use in transport, aviation and space technology and, in particular, for the integrated control of inertial navigation systems of unmanned, passenger and transport aircraft. It can be used to determine the health of the aircraft in flight and at the stage of its pre-flight check;

- для заявленного изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных или других известных до даты подачи заявки средств;- for the claimed invention in the form described in the independent claim, the possibility of its implementation using the described or other means known prior to the filing date of the application has been confirmed;

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить получение указанного технического результата.- a tool embodying the claimed invention in its implementation, is able to provide the specified technical result.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".Therefore, the claimed invention meets the condition of patentability "industrial applicability".

Источники информацииInformation sources

1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1973, 506 с.1. Bodner V.A. Control systems for aircraft. M.: Mechanical Engineering, 1973, 506 p.

2. Вульфов А. Широкофюзеляжные “ИЛы”// Авиация и космонавтика, №1, 2, 2002.2. A. Vulfov. Wide-body “ILs” // Aviation and Cosmonautics, No. 1, 2, 2002.

3. Голинкевич Т.А. Оценка надежности радиоэлектронной аппаратуры. М.: Советское радио, 1969, 176 с.3. Golinkevich T.A. Reliability assessment of electronic equipment. M .: Soviet radio, 1969, 176 p.

4. Сейдж Э.П., Уайт Ч.С. Оптимальное управление системами. М.: Радио и связь, 1982, 392 с.4. Sage EP, White C.S. Optimal system management. M .: Radio and communication, 1982, 392 p.

5. Дмитриев С.П., Колесов Н.В., Осипов А.В. Информационная надежность, контроль и диагностика навигационных систем. СПб.: ГНЦ РФ-ЦНИИ Электроприбор, 2003, 207 с.5. Dmitriev S.P., Kolesov N.V., Osipov A.V. Information reliability, control and diagnostics of navigation systems. SPb .: SSC RF-Central Research Institute of Electrical Appliance, 2003, 207 p.

6. Нейрокомпьютеры в космической технике/ Под ред. В.В.Ефимова. Кн.17. М.: Радиотехника, 2004, 302 с.6. Neurocomputers in space technology / Ed. V.V.Efimova. Prince 17. M .: Radio engineering, 2004, 302 p.

7. Ишлинский А.Ю. Механика относительного движения и силы инерции. М.: Наука, 1981, 191 с.7. Ishlinsky A.Yu. The mechanics of relative motion and inertia. M .: Nauka, 1981, 191 p.

8. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / В.В.Матвеев, В.Я.Распопов/ Под общ. ред. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО “Концерн” ЦНИИ “Электроприбор”, 2009, 280 с.8. Fundamentals of the construction of strapdown inertial navigation systems / V.V. Matveev, V.Ya.Raspopov / Under the general. ed. V.Ya. Raspopova. - SPb .: State Research Center of the Russian Federation OJSC Concern Central Research Institute Elektropribor, 2009, 280 p.

9. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы: Справочное пособие / С.В.Якубовский, Н.А.Барканов, Л.И.Ниссельсон и др./ Под ред. С.В.Якубовского. М.: Радио и связь, 1984 г., с.432.9. Analog and digital integrated circuits: Reference manual / S.V. Yakubovsky, N. A. Barkanov, L. I. Nisselson and others / Ed. S.V.Yakubovsky. M .: Radio and communications, 1984, p.

10. Смолов В.Б. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, 1981, с.248.10. Smolov VB Functional information converters. L .: Energoizdat, 1981, p. 248.

11. Авионика России. Энциклопедический справочник/ Под ред. С.Д.Бодрунова. СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей, 1999, 780 с.11. Avionics of Russia. Encyclopedic Reference / Ed. S.D.Bodrunova. St. Petersburg: National Association of Aircraft Manufacturers, 1999, 780 p.

12. Системы управления вооружением истребителей: Основы интеллекта многофункционального самолета/ РАРАН; Под ред. Е.А.Федосова. М., Машиностроение, 2005, 400 с.12. Fighter Weapons Control Systems: Intelligence Basics for a Multifunctional Aircraft / RARAN; Ed. E.A. Fedosova. M., Mechanical Engineering, 2005, 400 p.

Claims (3)

1. Способ контроля инерциальной навигационной системы, основанный на измерении величины и направления кажущегося ускорения, определении величины и направления разности абсолютного и кажущегося ускорений, проекций этой разности на оси связанной системы координат, отличающийся тем, что одновременно измеряют величину и направление угловой скорости на оси связанной системы координат, величину и направление линейной скорости на оси географической, горизонтальной системы координат, углы гироскопического курса, тангажа, крена, после чего определяют величины и направления линейной скорости и ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, а затем сравнивают проекции ускорения силы тяжести на связанные оси с проекциями разностей абсолютного и кажущегося ускорений согласно соотношениям:
dVX/dt+ωYVZ-ωZVY-a X=gX;
dVY/dt+ωZVX-ωXVZ-a Y=gY;
dVZ/dt+ωXVY-ωYVX-a Z=gZ,
где VX, VY, VZ - проекции величины и направления линейной скорости на оси связанной системы координат, м/с;
ωX, ωY, ωZ - проекции величины и направления угловой скорости на оси связанной системы координат, 1/с;
a X, a Y, a Z - проекции величины и направления кажущегося ускорения на оси связанной системы координат, м/с2;
gX, gY, gZ - проекции величины и направления ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, м/с2,
при выполнении которых инерциальная навигационная система считается исправной.1. A method of controlling an inertial navigation system based on measuring the magnitude and direction of the apparent acceleration, determining the magnitude and direction of the difference in absolute and apparent accelerations, projections of this difference on the axis of the associated coordinate system, characterized in that both measure the magnitude and direction of the angular velocity on the axis of the connected coordinate systems, the magnitude and direction of the linear velocity on the axis of the geographical, horizontal coordinate system, the angles of the gyroscopic course, pitch, roll, and then about redelyayut magnitude and direction of the linear velocity and acceleration of gravity on the axis of the associated coordinate system, and then comparing the projection of gravity acceleration on the axis associated with the projections and the differences of the absolute apparent accelerations according to relations:
dV X / dt + ω Y V Z -ω Z V Y - a X = g X ;
dV Y / dt + ω Z V X -ω X V Z - a Y = g Y ;
dV Z / dt + ω X V Y -ω Y V X - a Z = g Z ,
where V X , V Y , V Z - the projection of the magnitude and direction of the linear velocity on the axis of the associated coordinate system, m / s;
ω X , ω Y , ω Z - projection of the magnitude and direction of the angular velocity on the axis of the associated coordinate system, 1 / s;
a X , a Y , a Z - projection of the magnitude and direction of the apparent acceleration on the axis of the associated coordinate system, m / s 2 ;
g X , g Y , g Z - projection of the magnitude and direction of acceleration of gravity on the axis of the associated coordinate system, m / s 2 ,
in the performance of which the inertial navigation system is considered intact. 2. Устройство контроля инерциальной навигационной системы, содержащее датчики продольной, нормальной, поперечной угловой скорости, датчик крена, выход которого соединен с входами первого и второго функциональных преобразователей, датчик тангажа, выход которого соединен с входами третьего и четвертого функциональных преобразователей, продольный, поперечный, нормальный акселерометры, выход последнего соединен с первым вычитающим входом первого сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего умножителя, входы которого соединены с выходами первого и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом первого дифференциатора, выход первого сумматора соединен со входом первого компаратора, выход поперечного акселерометра соединен с первым вычитающим входом второго сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами четвертого и пятого умножителей, четвертый вычитающий вход - с выходом шестого умножителя, входы которого соединены с выходами второго и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом второго дифференциатора, выход второго сумматора соединен со входом второго компаратора, выход продольного акселерометра соединен с первым вычитающим входом третьего сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами седьмого и восьмого умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего функционального преобразователя, пятый суммирующий вход - с выходом третьего дифференциатора, выход третьего сумматора соединен с входом третьего компаратора, первые входы первого и восьмого умножителей подключены к выходу датчика поперечной угловой скорости, первые входы второго и четвертого умножителей подключены к выходу датчика продольной угловой скорости, первые входы пятого и седьмого умножителей подключены к выходу датчика нормальной угловой скорости, выходы первого, второго, третьего компараторов соединены со входами схемы ИЛИ, отличающееся тем, что в него введены датчик гироскопического курса, датчик вертикальной составляющей линейной скорости, датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости, а также первый, второй, третий преобразователи координат, пятый, шестой функциональные преобразователи так, что выход датчика северной горизонтальной составляющей линейной скорости соединен с первым входом первого преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с пятым и шестым функциональным преобразователем, подключенным входами к выходу датчика гироскопического курса, четвертый и пятый входы - с выходами соответственно датчика вертикальной составляющей линейной скорости и датчика западной горизонтальной составляющей линейной скорости, первый выход первого преобразователя координат соединен с пятым входом второго преобразователя координат, второй выход - с четвертым входом второго преобразователя координат, третий выход - с первым входом второго преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами третьего и четвертого функциональных преобразователей, первый выход второго преобразователя координат соединен с четвертым входом третьего преобразователя координат, второй выход - с пятым входом третьего преобразователя координат, третий выход - с первым входом третьего преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно со вторым и первым функциональными преобразователями, первый выход третьего преобразователя координат соединен с входом первого дифференциатора и вторыми входами четвертого и восьмого умножителей, второй выход третьего преобразователя координат соединен с входом второго дифференциатора и вторыми входами второго и седьмого умножителей, третий выход третьего преобразователя координат соединен с входом третьего дифференциатора и вторыми входами первого и пятого умножителей.2. A control device for an inertial navigation system containing longitudinal, normal, transverse angular velocity sensors, a roll sensor, the output of which is connected to the inputs of the first and second functional transducers, a pitch sensor, the output of which is connected to the inputs of the third and fourth functional transducers, longitudinal, transverse, normal accelerometers, the output of the latter is connected to the first subtracting input of the first adder, the second summing and third subtracting inputs of which are connected respectively the outputs of the first and second multipliers, the fourth summing input - with the output of the third multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the first and fourth functional converters, the fifth summing input - with the output of the first differentiator, the output of the first adder is connected to the input of the first comparator, the output of the transverse accelerometer is connected to the first subtracting input of the second adder, the second summing and third subtracting inputs of which are connected respectively to the outputs of the fourth and fifth multipliers, the fourth you reading input - with the output of the sixth multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the second and fourth functional converters, the fifth summing input - with the output of the second differentiator, the output of the second adder is connected to the input of the second comparator, the output of the longitudinal accelerometer is connected to the first subtracting input of the third adder, the second summing and the third subtracting inputs of which are connected respectively to the outputs of the seventh and eighth multipliers, the fourth summing input - with the output of the third functional pr of the educator, the fifth summing input - with the output of the third differentiator, the output of the third adder is connected to the input of the third comparator, the first inputs of the first and eighth multipliers are connected to the output of the transverse angular velocity sensor, the first inputs of the second and fourth multipliers are connected to the output of the longitudinal angular velocity sensor, the first inputs the fifth and seventh multipliers are connected to the output of the normal angular velocity sensor, the outputs of the first, second, third comparators are connected to the inputs of the OR circuit, differing in m, that a gyroscopic heading sensor, a sensor of the vertical linear velocity component, a sensor of the western horizontal linear velocity component, a sensor of the northern horizontal linear velocity component, as well as the first, second, third coordinate converters, fifth, sixth functional converters are introduced so that the sensor output the northern horizontal component of linear velocity is connected to the first input of the first coordinate transformer, the second and third inputs of which are connected respectively to the fifth and a sixth functional converter connected by inputs to the output of the gyroscopic heading sensor, the fourth and fifth inputs - with the outputs of the sensor of the vertical linear velocity component and the sensor of the western horizontal linear velocity component, respectively, the first output of the first coordinate converter is connected to the fifth input of the second coordinate converter, the second output is with the fourth input of the second coordinate transformer, the third output with the first input of the second coordinate transformer, the second and third inputs which are connected respectively to the outputs of the third and fourth functional transducers, the first output of the second coordinate transformer is connected to the fourth input of the third coordinate transformer, the second output is to the fifth input of the third coordinate transducer, the third output is to the first input of the third coordinate transformer, the second and third inputs of which are connected respectively, with the second and first functional converters, the first output of the third coordinate converter is connected to the input of the first differential ntsiatora and second inputs of the fourth and eighth multipliers, the second output of the third inverter connected to the input of coordinates of the second differentiator and second inputs of the multipliers of the second and seventh, third output of the third inverter connected to the input coordinate third differentiator and second inputs of the first and fifth multipliers. 3. Устройство контроля инерциальной навигационной системы по п.2, отличающееся тем, что преобразователь координат содержит последовательно соединенные девятый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - со вторым входом преобразователя координат, четвертый сумматор, второй вход которого соединен с выходом десятого умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные одиннадцатый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - с третьим входом преобразователя координат, первая схема вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом одиннадцатого умножителя, вычитающий вход - с выходом двенадцатого умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, четвертый вход преобразователя координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами десятого и двенадцатого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат. 3. The control device of the inertial navigation system according to claim 2, characterized in that the coordinate transformer comprises a ninth multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the coordinate transformer, the second input to the second input of the coordinate transformer, the fourth adder, the second input of which is connected with the output of the tenth multiplier, and the output with the first output of the coordinate converter, the eleventh multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the pre coordinate browser, the second input is with the third input of the coordinate converter, the first subtraction circuit, the summing input of which is connected to the output of the eleventh multiplier, the subtracting input is connected with the output of the twelfth multiplier, and the output is with the second output of the coordinate converter, the fourth input of the coordinate converter is connected to its third output, the fifth input - with the first inputs of the tenth and twelfth multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the third and second inputs of the coordinate transformer.
RU2012127530/28A 2012-07-02 2012-07-02 Method and device of control of inertial navigation system RU2502050C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012127530/28A RU2502050C1 (en) 2012-07-02 2012-07-02 Method and device of control of inertial navigation system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012127530/28A RU2502050C1 (en) 2012-07-02 2012-07-02 Method and device of control of inertial navigation system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2502050C1 true RU2502050C1 (en) 2013-12-20

Family

ID=49785233

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012127530/28A RU2502050C1 (en) 2012-07-02 2012-07-02 Method and device of control of inertial navigation system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2502050C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2615018C1 (en) * 2015-12-23 2017-04-03 Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof
RU2664128C1 (en) * 2017-07-03 2018-08-15 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" Method of control of sensors of the mobile object orientation system and the device for its implementation
RU2676049C1 (en) * 2017-12-21 2018-12-25 Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Казанский Национальный Исследовательский Технический Университет Им. А.Н. Туполева-Каи" Книту-Каи Damping gyroscopes units output signal generation system
RU2757856C1 (en) * 2021-03-01 2021-10-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкопорация "Росатом") Device for hardware simulation of laser angular velocity sensor
RU2766833C1 (en) * 2021-05-24 2022-03-16 Общество с ограниченной ответственностью "Седава" Method for measuring angular velocity and acceleration parameters by micromechanical gyroscopes and accelerometers
RU2790548C1 (en) * 2022-01-27 2023-02-22 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Method for correction of the gyro vertical by the angle of attack

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2187141C1 (en) * 2001-02-21 2002-08-10 Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle
RU2373562C2 (en) * 2007-07-03 2009-11-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения" Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft
RU2393429C1 (en) * 2009-05-05 2010-06-27 Учреждение Российской академии наук Институт проблем транспорта им. Н.С. Соломенко System for control of flight-navigation complex

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2187141C1 (en) * 2001-02-21 2002-08-10 Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle
RU2373562C2 (en) * 2007-07-03 2009-11-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения" Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft
RU2393429C1 (en) * 2009-05-05 2010-06-27 Учреждение Российской академии наук Институт проблем транспорта им. Н.С. Соломенко System for control of flight-navigation complex

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ВОРОБЬЕВ В.Г., ГЛУХОВ В.В., КАДЫШЕВ И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992, с.374-375. КУЗОВКОВ Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976, с.191-205. *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2615018C1 (en) * 2015-12-23 2017-04-03 Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof
RU2664128C1 (en) * 2017-07-03 2018-08-15 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" Method of control of sensors of the mobile object orientation system and the device for its implementation
RU2676049C1 (en) * 2017-12-21 2018-12-25 Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Казанский Национальный Исследовательский Технический Университет Им. А.Н. Туполева-Каи" Книту-Каи Damping gyroscopes units output signal generation system
RU2757856C1 (en) * 2021-03-01 2021-10-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкопорация "Росатом") Device for hardware simulation of laser angular velocity sensor
RU2766833C1 (en) * 2021-05-24 2022-03-16 Общество с ограниченной ответственностью "Седава" Method for measuring angular velocity and acceleration parameters by micromechanical gyroscopes and accelerometers
RU2790548C1 (en) * 2022-01-27 2023-02-22 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Method for correction of the gyro vertical by the angle of attack
RU2801623C2 (en) * 2022-01-27 2023-08-11 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Autonomous gyro-vertical correction method
RU2803706C1 (en) * 2023-07-18 2023-09-19 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" Device for determining proper operation of gyromotors of block of damping gyroscopes

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Shen et al. Observability analysis and adaptive information fusion for integrated navigation of unmanned ground vehicles
RU2502050C1 (en) Method and device of control of inertial navigation system
Carminati et al. Real-time data fusion and MEMS sensors fault detection in an aircraft emergency attitude unit based on Kalman filtering
D’Amato et al. UAV sensor FDI in duplex attitude estimation architectures using a set-based approach
RU2614192C1 (en) Method of inertial data estimation and its correction according to measurement of doppler velocity sensor
Rhudy et al. Fusion of GPS and redundant IMU data for attitude estimation
Hansen et al. Nonlinear observer design for GNSS-aided inertial navigation systems with time-delayed GNSS measurements
Wu et al. An inertial device biases on-line monitoring method in the applications of two rotational inertial navigation systems redundant configuration
CN106443062B (en) Unmanned plane speed measurement method, device and unmanned plane
Patel et al. Multi-IMU based alternate navigation frameworks: Performance & comparison for UAS
RU2440595C1 (en) Method and apparatus for controlling pilot-navigation system
Zorina et al. Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications
RU2427799C1 (en) System for determining spatial position and heading of aircraft
RU2658538C2 (en) Method of control of the pilotage-navigation complex and device for its implementation
RU2487318C1 (en) Platform-free inertial attitude and heading reference system based on sensitive elements of medium accuracy
RU2504733C1 (en) Method of relative drift in movable carrier navigation systems and system to this end
RU2589495C1 (en) Method of determining spatial orientation angles of aircraft and device therefor
Hasan et al. Evaluation of a low-cost MEMS IMU for indoor positioning system
RU2502049C1 (en) Small-size platformless inertial navigation system of medium accuracy, corrected from system of air signals
RU2461040C1 (en) Device for comprehensive control of sensors of mobile object
RU2493578C1 (en) Device for monitoring vehicle control system sensors
RU2536365C1 (en) Apparatus for monitoring inertial navigation system
Myschik et al. Low-cost sensor based integrated airdata and navigation system for general aviation aircraft
RU2664128C1 (en) Method of control of sensors of the mobile object orientation system and the device for its implementation
RU2565834C1 (en) Automated navigation system with integrity control of navigation data of satellite radio navigation systems

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150703