RU2615018C1 - Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof - Google Patents
Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof Download PDFInfo
- Publication number
- RU2615018C1 RU2615018C1 RU2015155480A RU2015155480A RU2615018C1 RU 2615018 C1 RU2615018 C1 RU 2615018C1 RU 2015155480 A RU2015155480 A RU 2015155480A RU 2015155480 A RU2015155480 A RU 2015155480A RU 2615018 C1 RU2615018 C1 RU 2615018C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- micromechanical
- inertial
- accelerometers
- sensors
- gyroscopes
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Gyroscopes (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретения относятся к области приборостроения, в частности к инерциальным информационно-измерительным приборам, и могут найти применение в системах ориентации и навигации подвижных объектов.The invention relates to the field of instrumentation, in particular to inertial information-measuring devices, and can find application in orientation systems and navigation of moving objects.
Известен трехосный микромеханический измеритель [1] параметров движения с минимальными габаритными размерами, содержащий корпус в виде шестигранного куба и электронные субблоки в виде крестообразных печатных плат двухступенчатой формы с размещенными на них радиоэлементами, микромеханическими гироскопами и акселерометрами, позволяющими осуществлять электрическую связь между указанными субблоками без навесных соединительных кабелей.Known triaxial micromechanical meter [1] of motion parameters with minimum overall dimensions, containing a body in the form of a hexagonal cube and electronic subunits in the form of cross-shaped printed circuit boards of two-stage shape with radioelements placed on them, micromechanical gyroscopes and accelerometers that allow electrical communication between these subunits without hinged connecting cables.
Недостатками данного измерителя является низкая точность измерения параметров движения и ограниченность его функциональных возможностей, обусловленные отсутствием вычислительного устройства и устройств для осуществления компенсации погрешностей выходных сигналов микромеханических датчиков.The disadvantages of this meter is the low accuracy of measuring motion parameters and the limited functionality of the meter due to the lack of a computing device and devices for compensating for errors in the output signals of micromechanical sensors.
Известен бесплатформенный инерциальный измерительный блок [2], содержащий микромеханические вибрационные гироскопы-акселерометры, датчики температуры, размещенный на основании, выполненном в виде правильной шестиугольной усеченной пирамиды, установленной на подложке, выполненной в виде платы из диэлектрика с установленными бескорпусными и корпусными элементами сервисной электроники, позволяющими увеличить количество используемых чувствительных элементов с трех до шести.Known strapdown inertial measuring unit [2], containing micromechanical vibration gyroscopes-accelerometers, temperature sensors, placed on the base, made in the form of a regular hexagonal truncated pyramid mounted on a substrate, made in the form of a dielectric board with installed housing and housing electronics components, allowing to increase the number of sensitive elements used from three to six.
Недостатками бесплатформенного инерциального измерительного блока является техническая сложность реализации конструкции, обусловленная необходимостью точного соблюдения параметров основания, выполненного в виде правильной шестиугольной усеченной пирамиды, ограниченный диапазон рабочих температур, обусловленный техническими характеристиками применяемых микромеханических вибрационных гироскопов-акселерометров, а также низкая точность измерения параметров движения из-за отсутствия устройств определения и компенсации нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения и устройств, выполняющих роль амортизирующей платформы.The disadvantages of the strapdown inertial measuring unit are the technical complexity of the construction, due to the need to strictly comply with the parameters of the base, made in the form of a correct hexagonal truncated pyramid, a limited range of operating temperatures, due to the technical characteristics of the used micromechanical vibration gyroscopes-accelerometers, and low accuracy of measurement of motion parameters due to for the lack of devices for determining and compensating for zero the signal of micromechanical gyroscopes from acceleration and devices acting as a shock-absorbing platform.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является унифицированная интегрированная бесплатформенная инерциальная навигационная система [3], входящая в состав универсального навигационного прибора управления движением, содержащая микромеханические гироскопы и акселерометры, датчики температуры, платы чувствительных элементов со схемой обработки информации и две платы микроконтроллеров.The closest in technical essence to the present invention is a unified integrated strapdown inertial navigation system [3], which is part of a universal navigation control device for movement, containing micromechanical gyroscopes and accelerometers, temperature sensors, sensitive element boards with an information processing circuit and two microcontroller boards.
Недостатком данной системы является ограниченный диапазон рабочих температур, обусловленный техническими характеристиками применяемых микромеханических датчиков, и низкая точность измерения параметров движения из-за отсутствия синхронизации информации с гироскопов и акселерометров, используемой при определении и компенсации нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения.The disadvantage of this system is the limited range of operating temperatures due to the technical characteristics of the used micromechanical sensors, and the low accuracy of measuring motion parameters due to the lack of synchronization of information from gyroscopes and accelerometers used to determine and compensate for the zero signal of micromechanical gyroscopes from acceleration.
Известен способ [4] калибровки, позволяющий с высокой точностью определять масштабные коэффициенты, дрейфы нулевых сигналов и углы неточной установки измерительных осей трехкомпонентного гироскопического датчика угловых скоростей и блока акселерометров, заключающийся в определении угловой скорости дрейфа датчиков угловой скорости и углов неточной установки их измерительных осей, масштабных коэффициентов этих датчиков и блока акселерометров, сдвигов нулей и углов неточной установки измерительных осей акселерометров, а также в определении непараллельности трех измерительных осей датчиков соответствующим трем осям блока акселерометров.A known method [4] of calibration, which allows to accurately determine the scale factors, drifts of zero signals and the angles of inaccurate installation of the measuring axes of the three-component gyroscopic angular velocity sensor and the unit of accelerometers, which consists in determining the angular velocity of the drift of the angular velocity sensors and the angles of inaccurate installation of their measuring axes, scale factors of these sensors and the block of accelerometers, shifts of zeros and angles of inaccurate installation of the measuring axes of the accelerometers, as well as Nonparallelism of the three measuring axes of the sensors corresponding to the three axes of the block of accelerometers.
Недостатком данного способа является отсутствие опроса всех гироскопических датчиков угловых скоростей и акселерометров в одни и тот же момент времени для определения величины составляющей нулевого сигнала датчиков угловой скорости гироскопов, возникающей из-за влияния ускорения.The disadvantage of this method is the lack of polling all gyroscopic angular velocity sensors and accelerometers at the same time to determine the magnitude of the component of the zero signal of the gyroscope angular velocity sensors due to the effect of acceleration.
Заявленное изобретение направлено на повышение точности инерциального измерительного прибора летательного аппарата (ЛА) и расширение его функциональных возможностей.The claimed invention is aimed at improving the accuracy of an inertial measuring device of an aircraft (LA) and expanding its functionality.
Поставленная задача решается за счет того, что в инерциальный измерительный прибор ЛА, состоящий из модуля чувствительных элементов, содержащего триаду одноосных микромеханических акселерометров, триаду одноосных микромеханических гироскопов и температурные датчики, закрепленные на поверхности или входящие в состав каждого микромеханического гироскопа и акселерометра, соединенные через устройства преобразования измерительных сигналов датчиков с вычислителем, и электронного модуля, содержащего устройство управления режимами работы, позволяющее переходить в режим калибровки датчиков, режим программирования контроллеров или режим работы, энергонезависимое запоминающее устройство, содержащее параметры моделей датчиков, определяемых на этапе калибровки, устройство информационного обмена с потребителем, при этом каждое из устройств соединено с вычислителем, в котором реализованы блок температурной компенсации и блок компенсации нелинейности масштабных коэффициентов микромеханических гироскопов и акселерометров по данным, определяемым на этапе калибровки, согласно изобретению дополнительно введены устройство синхронизации выходной информации инерциальных датчиков, устройство определения нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения и амортизирующая платформа, на которой устанавливается модуль чувствительных элементов, конструктивно выполненная в виде жесткого монолитного кронштейна, в основании которого установлены амортизаторы, причем полоса пропускания амортизаторов много меньше полосы пропускания микромеханических гироскопов и акселерометров, установленных на амортизирующей платформе, и много меньше частоты собственных колебаний чувствительных элементов микромеханических гироскопов и акселерометров, установленных на амортизирующей платформе.The problem is solved due to the fact that the inertial measuring device of the aircraft, consisting of a module of sensitive elements containing a triad of uniaxial micromechanical accelerometers, a triad of uniaxial micromechanical gyroscopes and temperature sensors, mounted on the surface or included in each micromechanical gyroscope and accelerometer connected through devices conversion of measuring signals of sensors with a calculator, and an electronic module containing a slave mode control device You, which allows you to switch to the sensor calibration mode, the controller programming mode or the operation mode, non-volatile memory device containing the parameters of the sensor models determined at the calibration stage, an information exchange device with the consumer, and each of the devices is connected to a computer in which the temperature unit is implemented compensation and a non-linearity compensation unit for scale factors of micromechanical gyroscopes and accelerometers according to the data determined at the calibration stage, with According to the invention, a synchronization device for output information of inertial sensors, a device for determining the zero signal of micromechanical gyroscopes from acceleration, and a shock-absorbing platform, on which a module of sensitive elements is mounted, structurally made in the form of a rigid monolithic bracket, at the base of which shock absorbers are installed, are additionally introduced; the passband of micromechanical gyroscopes and accelerometers mounted on a ortiziruyuschey platform, and much less than the natural frequency sensitive elements of micromechanical gyroscopes and accelerometers, mounted on shock-absorbing platform.
Кроме того, в состав инерциального измерительного прибора ЛА, согласно изобретению введены нагревательные элементы, представляющие собой терморезисторы с положительным температурным коэффициентом сопротивления, закрепленные на каждом из микромеханических гироскопов и акселерометров, соединенные с устройством управления подогревом, позволяющим по команде с вычислителя осуществлять включение и отключение подогрева инерциальных датчиков для расширения диапазона рабочих температур инерциального измерительного прибора ЛА.In addition, in the composition of the inertial measuring device of the aircraft, according to the invention, heating elements are introduced, which are thermistors with a positive temperature coefficient of resistance, mounted on each of the micromechanical gyroscopes and accelerometers, connected to a heating control device that allows heating to be turned on and off on a command from the calculator inertial sensors to expand the operating temperature range of the inertial measuring instrument of the aircraft.
Кроме того, поставленная задача решается за счет реализации способа повышения точности инерциального измерительного прибора ЛА, заключающегося в определении величины составляющей нулевого сигнала микромеханических гироскопов, возникающей из-за влияния ускорения, в котором согласно изобретению по сигналу с устройства синхронизации выходной информации инерциальных датчиков, инициируемому вычислителем, в один и тот же момент времени опрашиваются все инерциальные датчики, в результате чего в устройство определения нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения поступают измерительные сигналы в виде цифрового кода с устройств преобразования, пропорциональные скорости вращения ЛА и пропорциональные линейным ускорениям ЛА, в результате чего определяется величина составляющей нулевого сигнала одноосных микромеханических гироскопов, которая поступает на вход вычислителя для дальнейшей коррекции значений угловой скорости.In addition, the problem is solved by implementing a method of increasing the accuracy of an inertial measuring device of an aircraft, which consists in determining the magnitude of the zero signal component of micromechanical gyroscopes arising from the influence of acceleration, in which according to the invention, according to a signal from a device for synchronizing the output information of inertial sensors initiated by the calculator , at the same moment in time, all inertial sensors are interrogated, as a result of which, in the device for determining the zero signal, Kromechanical gyroscopes from acceleration receive measuring signals in the form of a digital code from conversion devices proportional to the aircraft rotation speed and proportional to the linear accelerations of the aircraft, as a result of which the value of the component of the zero signal of uniaxial micromechanical gyroscopes is determined, which is fed to the input of the computer for further correction of the angular velocity values.
На фиг. 1 представлена схема инерциального измерительного прибора ЛА, который состоит из модуля чувствительных элементов, содержащего триаду микромеханических акселерометров 5, три датчика 6 температуры, закрепленных на поверхности или входящие в состав каждого акселерометра, три элемента 4 нагревательных, закрепленных на поверхности каждого акселерометра, триаду одноосных микромеханических гироскопов 3, три датчика 1 температуры, закрепленных на поверхности или входящие в состав каждого микромеханического гироскопа, три элемента 2 нагревательных, закрепленных на поверхности каждого микромеханического гироскопа, установленных на платформе 7 амортизирующей. На вход элементов 2, 4 нагревательных поступают команды с устройства 8 управления подогревом. Платформа 7 амортизирующая располагается отдельно от электронного модуля 20. Соединение располагаемых на платформе 7 амортизирующей элементов между собой, а также соединение с элементами, входящими в состав электронного модуля 20, осуществляется разъемными и неразъемными соединениями посредством ленточных кабелей и монтажных проводов.In FIG. 1 is a diagram of an inertial measuring device of an aircraft, which consists of a module of sensitive elements containing a triad of
Электронный модуль 20 содержит устройства 9, 10, 11 преобразования измерительных сигналов датчиков (например, преобразователи «напряжение - частота» для преобразования аналоговых сигналов, и преобразователи интерфейса RS422 в RS232 для преобразования цифровых сигналов), устройство 8 управления подогревом, устройство 13 синхронизации выходной информации инерциальных датчиков, устройство 14 определения нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения, энергонезависимое запоминающее устройство 16, устройство 18 управления режимами работы, устройство 19 информационного обмена с потребителями, при этом каждое устройство соединено с вычислителем 12.The
Входы устройств 9 и 10 преобразования измерительных сигналов датчиков соответственно соединены с выходами триады микромеханических гироскопов 3, выходами триады микромеханических акселерометров 5 и выходом устройства 13 синхронизации выходной информации инерциальных датчиков, а выходы соединены со входом блока 15 температурной компенсации, реализуемым в вычислителе 12, а также соединены с устройством 19 информационного обмена с потребителем.The inputs of the measuring
Входы устройства 11 преобразования измерительных сигналов датчиков соответственно соединены с выходами датчиков 1, 6 температуры, а выход соединен со входом блока 15 температурной компенсации, реализуемым в вычислителе 12.The inputs of the
На вход устройство 18 управления режимами работы поступают в автоматическом режиме сигналы от центральной вычислительной машины ЛА.The
Заявленный инерциальный измерительный прибор ЛА обеспечивает автономное измерение угловых скоростей и линейных ускорений на оси, связанные с осями ЛА, и работает следующим образом.The claimed inertial measuring device of the aircraft provides an autonomous measurement of angular velocities and linear accelerations on the axis associated with the axes of the aircraft, and works as follows.
Инерциальный измерительный прибор ЛА содержит корпус, в котором имеются две полости. В обеих полостях имеются конструктивные элементы в виде пазов, посадочных отверстий и направляющих для установки электронных компонентов и датчиков. В первой полости располагается платформа 7 амортизирующая, выполненная в виде жесткого монолитного кронштейна, в основании которого установлены амортизаторы и на котором располагаются триада одноосных микромеханических акселерометров 5, три датчика 6 температуры, закрепленных на поверхности или входящих в состав каждого акселерометра, три элемента 4 нагревательных, закрепленных на поверхности каждого акселерометра, триада одноосных микромеханических гироскопов 3, три датчика 1 температуры, закрепленных на поверхности или входящих в состав каждого микромеханического гироскопа, три элемента 2 нагревательных, закрепленных на поверхности каждого микромеханического гироскопа, причем полоса пропускания установленных амортизаторов много меньше полосы пропускания микромеханических гироскопов и акселерометров, и много меньше частоты собственных колебаний чувствительных элементов микромеханических гироскопов и акселерометров.The inertial measuring device of the aircraft contains a housing in which there are two cavities. In both cavities there are structural elements in the form of grooves, landing holes and guides for installing electronic components and sensors. In the first cavity, there is a shock-absorbing platform 7, made in the form of a rigid monolithic bracket, at the base of which shock absorbers are installed and on which there are a triad of uniaxial
Установка микромеханических гироскопов и микромеханических акселерометров на едином жестком монолитном кронштейне, в основании которого расположены амортизаторы, позволяет существенно снизить влияние вибрации.Installing micromechanical gyroscopes and micromechanical accelerometers on a single rigid monolithic bracket, at the base of which shock absorbers are located, can significantly reduce the effect of vibration.
Измерение угловых скоростей и линейных ускорений осуществляется триадой одноосных микромеханических гироскопов 3 и триадой одноосных микромеханических акселерометров 5 соответственно. Сигналы с инерциальных датчиков, пропорциональные скорости вращения ЛА и пропорциональные линейным ускорениям ЛА, с помощью устройств преобразования 9 и 10 преобразуются в цифровой код. После подачи сигнала (строба синхронизации) с устройства 13 синхронизации выходной информации инерциальных датчиков, инициируемого вычислителем 12, в одни и тот же момент времени опрашиваются все инерциальные датчики, в результате чего измерительные сигналы в виде цифрового кода с устройств преобразования 9 и 10 поступают на вычислитель 12 в блок 15 температурной компенсации и в блок 17 компенсации нелинейности масштабных коэффициентов инерциальных датчиков.The measurement of angular velocities and linear accelerations is carried out by a triad of uniaxial
В блоке 17 компенсации нелинейности масштабных коэффициентов инерциальных датчиков происходит пересчет значений масштабного коэффициента в зависимости от воздействующих в определенный момент времени угловых скоростей и линейных ускорений с учетом коэффициентов зависимостей, определяемых на этапе калибровки и хранящихся в энергонезависимом запоминающем устройстве 16.In
В блоке 15 температурной компенсации происходит расчет масштабных коэффициентов и нулевых сигналов инерциальных датчиков с учетом коэффициентов температурной зависимости, определяемых на этапе калибровки и хранящихся в энергонезависимом запоминающем устройстве 16.In
Полученные значения масштабных коэффициентов и нулевых сигналов инерциальных датчиков в виде сформированного массива данных поступают на вход устройства 14 определения нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения. В устройстве 14 определения нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения с помощью коэффициентов математических зависимостей, определяемых на этапе калибровки и хранящихся в энергонезависимом запоминающем устройстве 16, осуществляется определение величины составляющей нулевого сигнала угловой скорости, измеренного триадой одноосных микромеханических гироскопов 3, обусловленной влиянием линейного ускорения, измеренного триадой одноосных микромеханических акселерометров 5.The obtained values of the scale factors and zero signals of inertial sensors in the form of a generated data array are input to the
Рассчитанные в устройстве 14 определения нулевого сигнала микромеханических гироскопов от ускорения коэффициенты позволяют скомпенсировать погрешность измерения угловой скорости, вызванной влиянием ускорения.The coefficients calculated in the
На поверхности каждого микромеханического гироскопа и микромеханического акселерометра установлены температурные датчики, которые также могут входить в состав микромеханического гироскопа или микромеханического акселерометра. Информация с температурных датчиках поступает на устройство 11 преобразования измерительных сигналов, а затем на вычислитель 12. В вычислителе 12 осуществляется допусковый контроль, и в случае выхода получаемых значений температуры за пределы установленного в процессе калибровки допуска, на вход устройства 8 управления подогревом поступает команда включения. Устройство 8 управления подогревом активирует нагревательные элементы 2, 4, представляющие собой терморезисторы с положительным температурным коэффициентом сопротивления, которые остаются активными и осуществляют подогрев инерциальных датчиков до тех пор, пока с вычислителя 12 на вход устройства 8 управления подогревом не поступит команда отключения.On the surface of each micromechanical gyroscope and micromechanical accelerometer, temperature sensors are installed, which can also be part of a micromechanical gyroscope or micromechanical accelerometer. Information from the temperature sensors is fed to the measuring
Реализуемые устройство 8 управления подогревом и нагревательные элементы 2, 4, представляющие собой терморезисторы с положительным температурным коэффициентом сопротивления, позволяют обеспечить работоспособность инерциальных датчиков при воздействии на инерциальный измерительный прибор ЛА пониженной температуры, превышающей нижний порог диапазона рабочей температуры применяемых микромеханических акселерометров и микромеханических гироскопов.The implemented
Предлагаемые изобретения расширяют функциональные возможности инерциального измерительного прибора ЛА и повысить точность измерения значений угловой скорости и линейного ускорения микромеханическими акселерометрами и микромеханическими гироскопами.The present invention extends the functionality of an inertial measuring device of the aircraft and to improve the accuracy of measuring angular velocity and linear acceleration by micromechanical accelerometers and micromechanical gyroscopes.
Источники информацииInformation sources
1. Патент РФ №2377576, МПК G01P 15/14, опубл. 27.12.2009 г.1. RF patent No. 2377576, IPC
2. Патент РФ №2162203, МПК G01C 21/00, опубл. 20.01.2001 г.2. RF patent No. 2162203, IPC G01C 21/00, publ. January 20, 2001
3. Патент РФ №2263282, МПК G01C 23/00, G01C 21/00, опубл. 27.10.2005 г. (прототип).3. RF patent No. 2263282, IPC G01C 23/00, G01C 21/00, publ. 10.27.2005, (prototype).
4. Патент РФ №2269813, МПК G05D 1/00, G01C 21/12, опубл. 10.02.2006 г.4. RF patent No. 2269813, IPC
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015155480A RU2615018C1 (en) | 2015-12-23 | 2015-12-23 | Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015155480A RU2615018C1 (en) | 2015-12-23 | 2015-12-23 | Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2615018C1 true RU2615018C1 (en) | 2017-04-03 |
Family
ID=58506895
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015155480A RU2615018C1 (en) | 2015-12-23 | 2015-12-23 | Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2615018C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU215396U1 (en) * | 2021-10-18 | 2022-12-12 | Открытое Акционерное Общество "Пеленг" | RATE SENSOR |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004029549A2 (en) * | 2002-09-26 | 2004-04-08 | Honeywell International Inc. | Method and system for processing pulse signals within an inertial navigation system |
| RU2263282C1 (en) * | 2004-11-29 | 2005-10-27 | Мезенцев Александр Павлович | Micro-mechanical sensitive elements-based universal navigation device for controlling motion and unified integrated platform-free inertial navigation system for the device |
| RU2310166C1 (en) * | 2006-04-24 | 2007-11-10 | Закрытое акционерное общество "Газприборавтоматикасервис" | Internal instrument |
| US20090326816A1 (en) * | 2006-05-30 | 2009-12-31 | Choon Bae Park | Attitude correction apparatus and method for inertial navigation system using camera-type solar sensor |
| RU2502050C1 (en) * | 2012-07-02 | 2013-12-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" | Method and device of control of inertial navigation system |
-
2015
- 2015-12-23 RU RU2015155480A patent/RU2615018C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004029549A2 (en) * | 2002-09-26 | 2004-04-08 | Honeywell International Inc. | Method and system for processing pulse signals within an inertial navigation system |
| RU2263282C1 (en) * | 2004-11-29 | 2005-10-27 | Мезенцев Александр Павлович | Micro-mechanical sensitive elements-based universal navigation device for controlling motion and unified integrated platform-free inertial navigation system for the device |
| RU2310166C1 (en) * | 2006-04-24 | 2007-11-10 | Закрытое акционерное общество "Газприборавтоматикасервис" | Internal instrument |
| US20090326816A1 (en) * | 2006-05-30 | 2009-12-31 | Choon Bae Park | Attitude correction apparatus and method for inertial navigation system using camera-type solar sensor |
| RU2502050C1 (en) * | 2012-07-02 | 2013-12-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" | Method and device of control of inertial navigation system |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU215396U1 (en) * | 2021-10-18 | 2022-12-12 | Открытое Акционерное Общество "Пеленг" | RATE SENSOR |
| RU2817308C1 (en) * | 2023-05-10 | 2024-04-15 | Акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Shipboard electronic inclination and trim meter |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5474938B2 (en) | Accelerometer and error compensation method | |
| JP7347603B2 (en) | Sensor modules, measurement systems, electronic equipment, and mobile objects | |
| US20230099359A1 (en) | Inertial Sensor Module | |
| WO2006096226A2 (en) | Methods and systems utilizing true airspeed to improve vertical velocity accuracy | |
| CN111024119B (en) | Rapid calibration method for triaxial MEMS gyroscope | |
| CN108089027A (en) | Sensor and navigation attitude instrument based on MEMS capacitive micro-acceleration gauge | |
| WO2017003678A1 (en) | Pedestal mounting of sensor system | |
| CN111781624B (en) | Universal integrated navigation system and method | |
| Sushchenko et al. | Modelling of microelectromechanical inertial sensors | |
| US11566899B2 (en) | Method and system for sensor configuration | |
| JP6629691B2 (en) | Sensor packages and self-driving vehicles | |
| RU2615018C1 (en) | Inertial gauge of aircraft on micromechanical sensors and method of improving accuracy thereof | |
| CN201397343Y (en) | Inertial measurement device | |
| US11287443B2 (en) | High performance accelerometer | |
| Li et al. | Status quo and developing trend of MEMS-gyroscope technology | |
| CN112902955A (en) | Fan blade rotating speed sensor and fan blade attitude measurement method | |
| Popelka | A self stabilizing platform | |
| RU2336496C1 (en) | Unit of strapdown orientation system included into system of visualisation and registration of mobile object motion | |
| CN114152247B (en) | Small-volume high-precision MEMS inertial measurement unit | |
| CN201116875Y (en) | Micro-machinery inertial navigation device | |
| Kuznetsov et al. | Development of MEMS sensors for aircraft control systems | |
| Evstifeev et al. | Results of MEMS gyro mechanical tests | |
| RU2821240C1 (en) | Inertial transducer | |
| RU220141U1 (en) | Linear acceleration measuring device | |
| CN112902954A (en) | Tower frame shaking sensor and tower frame shaking angle measuring method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191224 |