RU2644632C1 - Малогабаритный навигационный комплекс - Google Patents

Малогабаритный навигационный комплекс Download PDF

Info

Publication number
RU2644632C1
RU2644632C1 RU2016143330A RU2016143330A RU2644632C1 RU 2644632 C1 RU2644632 C1 RU 2644632C1 RU 2016143330 A RU2016143330 A RU 2016143330A RU 2016143330 A RU2016143330 A RU 2016143330A RU 2644632 C1 RU2644632 C1 RU 2644632C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
navigation
unit
input
aircraft
Prior art date
Application number
RU2016143330A
Other languages
English (en)
Inventor
Виктор Федорович Заец
Владимир Сергеевич Кулабухов
Борис Олегович Качанов
Николай Алексеевич Туктарев
Дмитрий Викторович Гришин
Сабина Курбановна Ахмедова
Антон Вадимович Перепелицин
Original Assignee
Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика")
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 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") filed Critical Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика")
Priority to RU2016143330A priority Critical patent/RU2644632C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2644632C1 publication Critical patent/RU2644632C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации, а также к навигационным приборам для контроля и управления летательными аппаратами. Предлагаемый малогабаритный навигационный комплекс содержит приемник спутниковой навигационной системы (СНС), интегрированный блок датчиков, система воздушных сигналов (СВС), трехкомпонентный магнитометрический датчик (МД), концевой выключатель обжатия стойки шасси, блок определения достоверности сигналов СНС, вычислительный блок, блок определения коэффициентов девиации МД, блок определения курса ЛА, блок резервной навигации, блок адаптации к турбулентности. Технический результат, достигаемый от реализации заявленного изобретения, заключается в сокращении времени начальной выставки, повышении надежности и повышении точности определения истинного курса. 1 табл., 1 ил.

Description

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации, а также к навигационным приборам для контроля и управления летательными аппаратами.
Известна малогабаритная бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС) средней точности, корректируемая от системы воздушных сигналов, описанная патенте №2502049, опубл. 20.12.2013, бюл. №35, принятая за прототип.
Система содержит, в частности, блок чувствительных элементов (ЧЭ) средней точности, состоящий из трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости по трем ортогональным осям, две вычислительные платформы, систему воздушных сигналов, блок определения ошибки курса, блок определения скорости ветра, связанный с системой спутниковой навигации.
БИНС средней точности реализуют две вычислительные навигационные платформы, каждая из которых имеет свой закон управления (демпфирование инерциальных ошибок), зависящий от параметров движения носителя, а именно от составляющих горизонтальных ускорений носителя. При этом первая платформа обеспечивает счисление углов тангажа и крена носителя, тогда как вторая - угла курса и счисление проекций скоростей носителя и его географических координат с учетом предварительно определенных и сохраненных оценок скорости ветра и его направления. Каждая из платформ имеет свой закон управления. Одна из них является традиционной невозмущаемой вычислительной платформой, но с демпфированием по собственным ускорениям. Вторая осуществляет демпфирование ошибок по разности показаний скоростей измеряемых инерциальной навигационной системой ИНС и системой воздушных сигналов (СВС). При этом предварительно при наличии сигналов СНС определяют ошибку не выставки ИНС в азимуте, скорость и направление ветра.
В известном изобретении недостаточно уделено внимание вопросам достоверности информации и надежности малогабаритного навигационного комплекса (МНК). Опыт эксплуатации СНС показывает, что на практике инерциально-спутниковые комплексы используют недостоверную информацию от приемников СНС и, как результат, происходит сбой в работе комплекса. Следует отметить, что определение курса ЛА по сигналам СНС и СВС дает не достаточно высокую точность, что обуславливает появление дополнительной погрешности при счислении координат ЛА. Отказ навигационного комплекса или источников питания приводит к потери всех навигационных измерений.
Целью заявляемого изобретения есть расширение функциональных возможностей, повышение надежности работы и повышение точности определения навигационных параметров в случае пропадания сигналов от приемника СНС.
Поставленная цель достигается путем использования МНК, содержащего интегрированный блок датчиков (ИБД), систему воздушных сигналов (СВС), вычислительный блок и приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС), в который дополнительно введены трехкомпонентный магнитометрический датчик (ТМД), концевой выключатель обжатия стойки шасси, блок определения достоверности сигналов СНС, блок определения коэффициентов девиации (БОКД), блок определения курса (БОК) ЛА, блок резервной навигации (БРН), блок адаптации к турбулентности (БАТ), второй выход ПСНС, выход ИБД и первый выход СВС подключены к первым вторым и третьим входам вычислительного блока, второй выход ПСНС подключен к входу блока определения достоверности сигналов СНС, к четвертому входу вычислительного блока подключены последовательно соединенные ТМД и БОКД, к пятому входу вычислительного блока подключен первый выход БРН, к шестому входу вычислительного блока подключены последовательно соединенные БОК, концевой выключатель обжатия стойки шасси, вход которого соединен с первый выходом ПСНС, к седьмому входу подключен выход блока определения достоверности сигналов СНС, ко второму выходу СВС подключены последовательно соединенные БАТ и БРН, ко второму выходу БОКД подключен второй вход БРН, выходом МНК в основном и альтернативном режимах является выход вычислительного блока, в резервном режиме - второй выход БРН.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства.
Устройство содержит приемник 1 спутниковой навигационной системы (ПСНС), интегрированный блок 2 датчиков, система 3 воздушных сигналов, трехкомпонентный магнитометрический датчик 4, концевой выключатель 5 обжатия стойки шасси, блок 6 определения достоверности сигналов СНС, вычислительный блок 7, блок 8 определения коэффициентов девиации МД, блок 9 определения курса (БОК) ЛА, блок 10 резервной навигации (БРН), блок 11 адаптации к турбулентности (БАТ).
Выходными сигналами устройства являются углы пространственной ориентации ЛА, составляющие скорости от СНС и геодезические широта, долгота и высота. Ниже приведено описание работы МНК.
В блоке 9 определения курса на этапе руления и разбега осуществляют определение путевого угла ЛА по сигналам СНС. Измеренный путевой угол до момента отрыва ЛА от ВПП является истинным курсом ЛА, по которому выставляют начальный курс ЛА:
Figure 00000001
где WN и WE - земные скорости ЛА в направлении северного меридиана и восточной параллели, получаемые от СНС.
Момент отрыва ЛА от ВПП фиксируется концевым выключателем обжатия стойки шасси 5, которая дает команду на фиксирование значения курса ЛА.
После набора высоты совершают полный круг над аэродромом или в заданной зоне, где отсутствуют магнитные аномалии, с постоянным углом крена, в процессе которого в блоке 8 определения коэффициентов девиации МД запоминаются значения измеренного магнитного курса при помощи ТМД 4 от
Figure 00000002
. Используя полученные измерения, определяют коэффициенты магнитной девиации магнитометрического датчика. Определение коэффициентов девиации, представляющих собой шесть параметров Пуассона, осуществляют способом, приведенным в работе [1]. При этом используют упрощенную модель, которая позволяет учесть влияние второй по значимости четвертной девиации на ошибку определения магнитного курса.
Упрощенные уравнения Пуассона
Figure 00000003
где
Figure 00000004
Коэффициенты p, q, r учитывают магнитное поле твердого в магнитном отношении железа, образующего постоянное магнитное поле ЛА и сохраняющего свой магнетизм за счет большой коэрцитивной силы. Коэффициенты a, b, d, e учитывают магнитное поле мягкого в магнитном отношении железа ЛА, образующего переменное магнитное поле, зависящее от курса, не сохраняющего свой магнетизм за счет малой коэрцитивной силы и вызывающего переменное индуктивное магнитное поле ЛА. Задача определения и компенсации девиации магнитометрических датчиков решают методом итерации. Полный алгоритм определения и списания девиации приведен в работе [1].
В основном режиме в вычислительном блоке 6 МНК используют сигналы от приемника 1 СНС для коррекции углов пространственной ориентации, значения земных скоростей и координат местоположения ЛА, определенных по сигналам ИБД 2. При этом минимизируя разности скоростей и координат местоположения, вычисленных при помощи СНС и по сигналам ИБД, используя разомкнутую схему фильтрации Калмана, оценивают погрешности определения координат, скоростей, углов пространственной ориентации и погрешности инерциальных датчиков ИБД.
Оцениваемые параметры входящие в вектор X:
Figure 00000005
где ΔB, ΔL, Δh - ошибки определения геодезической широты, долготы и высоты ЛА,
ΔVN, ΔVE, ΔVU - ошибки определения проекций земных скоростей ЛА,
Ψ1, Ψ2, Ψ2 - ошибки определения углов вычислительной (платформенной) системы координат относительно навигационной СК,
Δa x, Δa y, Δa z, δa x, δa y, δa z - постоянные и случайные составляющие погрешностей датчиков линейных ускорений,
Δωx, Δωy, Δωz, δωx, δωy, δωz - постоянные и случайные составляющие погрешностей датчиков угловых скоростей.
Выражения, описывающие Фильтр Калмана, приведены ниже:
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
В процессе работы приемника СНС в блоке 5 проверки достоверности сигналов осуществляют непрерывный контроль достоверности сигналов от приемников СНС. Контроль выходных параметров СНС производят на двух уровнях.
На первом уровне ("грубый контроль") определяют широту, долготу и высоту с заданной точностью. При этом пороги по координатам определяют, исходя из области, ограниченной максимально возможной дальностью и высотой полета. Пороги по скорости контролируют по модулю скорости, которая должна находиться в пределах эксплуатационного диапазона.
На втором уровне производят контроль на скользящем интервале наблюдений, где осуществляют контроль измерений скорости, используя сдвигающий буфер BV типа «бегущей строки», в котором хранятся последние N измерений модуля скорости. При поступлении нового измерения происходит сдвиг содержимого и вычисление вариации модуля скорости, при этом, в случае превышения вариацией модуля скорости заданного порога δ|V|>Por(V), формируется признак неисправности Pr=1. Контроль измерения координат осуществляют путем определения приращения пути, используя сдвигающий буфер BD типа «бегущей строки», в котором хранятся последние N измерений приращения пути. При поступлении нового измерения происходит сдвиг содержимого и вычисление вариации приращения пути. В случае превышения вариацией приращения пути заданного порога δD>Por(D), формируется признак неисправности Pr=1. Контроль выдачи одних и тех же их значений параметров от СНС осуществляют до "n" совпадений, при достижении которого формируется признак неисправности Pr=1. Полный алгоритм определения достоверности сигналов от приемника СНС приведен в работе [2].
Одновременно в вычислительном блоке 7 определяются проекции скорости ветра, воздушной скорости, счисление текущих координат по сигналам воздушной скорости и барометрическая высота по сигналам СВС 3. Алгоритмы оценивания погрешностей воздушной скорости и определения ветра приведены в работе [5].
Альтернативный режим включается при отсутствии достоверных сигналов от приемника СНС. В этом случае в уравнениях невязки ФК значения скоростей и координат от СНС замещаются скорректированными на текущий момент значениями воздушной скорости и высоты. Для вычисления земной скорости используются последние вычисленные значения проекций скорости ветра на момент отключения СНС.
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Расчет скорости ветра:
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
Figure 00000029
Figure 00000030
Figure 00000031
Резервный режим работает в горячем резерве. В процессе нормальной работы осуществляется проверка достоверности значений углов пространственной ориентации по сигналам БРН, который имеет свой аварийный источник питания. Курс определяется по сигналам от магнитного датчика с учетом коэффициентов магнитной девиации. Высота определяется по датчику барометрической высоты БРН.
В работе БРН используют две модели ориентации. Модель 1 предназначена для учета изменения ориентации аппарата на шагах дискретизации измерений гироскопов. Она является динамической, детерминированной и представлена в параметрах Родрига-Гамильтона:
Figure 00000032
Figure 00000033
Figure 00000034
Figure 00000035
Figure 00000036
Figure 00000037
Figure 00000038
Здесь qi - кватернион ориентации аппарата; qωi - кватернион угловых скоростей; i - номер дискретного момента времени; Δt - шаг дискретизации измерений; q0 - кватернион ориентации для начального момента времени.
Кватернион q определяет ориентацию связанной системы координат аппарата относительно инерциальной системы координат, роль которой играет нормальная земная система координат. С точки зрения теории бесплатформенных инерциальных систем соотношения являются одношаговым алгоритмом ориентации.
Модель 2 предназначена для коррекции модели 1. Вектор состояния модели 2 учитывает три компоненты - крен, тангаж и скорость аппарата относительно земли. Ее вектор состояния подлежит оцениванию по текущим значениям сигналов от акселерометров. Модель 2 является стохастической и статической, поскольку ее состояние учитывается для текущего момента дискретного времени ti. Соотношения для модели 2 имеют вид
Figure 00000039
Figure 00000040
.
Здесь xi - вектор состояния;
Figure 00000041
- его априорное нормальное распределение; V - земная скорость; wi - вектор возмущений; xiq - вспомогательный вектор,
рассчитываемый по кватерниону ориентации модели 1 с помощью матрицы A поворота связанной системы координат относительно инерциальной
Figure 00000042
ϑ=arcsin(a(1,2)), γ=-acrtg(a(3,2)/a(2,2)).
Обозначим
Figure 00000043
- априорное нормальное распределение вектора состояния модели 2 для момента времени ti;
Figure 00000044
- апостериорное распределение, подлежащее оцениванию;
Figure 00000045
- априорное распределение для следующего момента времени ti+1. Тогда алгоритм БРН, решаемый на одном интервале дискретизации измерений Δt, представляется в виде последовательности следующих шагов.
Шаг 1. Определение статистик апостериорной плотности
Figure 00000046
вектора состояния модели 2 с учетом
Figure 00000047
и текущих измерений гироскопов и акселерометров.
Шаг 2. Расчет оценки кватерниона ориентации
Figure 00000048
.
Шаг 3. Вычисление априорного кватерниона ориентации
Figure 00000049
для следующего момента дискретного времени.
Шаг 4. Вычисление статистик априорной плотности
Figure 00000050
Остановимся на особенностях выполнения вычислений на шаге 1 и шаге 4.
1. Определение статистик апостериорной плотности
Figure 00000051
имеет вид известных соотношений байесовского оценивания вектора состояния по вектору его дискретных измерений.
Figure 00000052
Figure 00000053
Figure 00000054
Figure 00000055
Здесь
Figure 00000056
- оценка вектора наблюдений, которая имеет вид
Figure 00000057
4. Вычисление статистик априорной плотности
Figure 00000058
включает в себя расчет априорного математического ожидания и ковариационной матрицы. Априорное математическое ожидание компоненты скорости определяется с учетом допущения о постоянстве скорости и принимается равным ее оценке:
Figure 00000059
. Априорные математические ожидания тангажа и крена
Figure 00000060
,
Figure 00000061
вычисляются по кватерниону
Figure 00000062
Априорная ковариационная матрица приближенно принимается равной апостериорной ковариационной матрице:
Figure 00000063
. Применение более сложных соотношений для ее расчета представляется неоправданным в силу приближенности модели 2.
Указанные вычисления выполняются на каждом шаге Δt по мере поступления новых измерений гироскопов и акселерометров. В резервном режиме определяются курс, крен, тангаж и барометрическая высота ЛА. Полные алгоритмы адаптивной инерциальной курсовертикали, работы БРН приведены в работе [3, 4].
В блоке 11 осуществляется оптимизация адаптации к турбулентности. Полные выражения для перегрузок, зависящих от параметров полета ЛА:
Figure 00000064
Figure 00000065
Figure 00000066
Степень влияния слагаемых в правых частях (1) зависит от режима полета. На режиме прямолинейного горизонтального полета с постоянной скоростью имеет место nx=sin(ϑ), ny=cos(ϑ)cos(γ), nz=-cos(ϑ)sin(γ). Данные соотношения используются в простейших вариантах коррекции, когда ускорения, создаваемые ЛА, значительно меньше гравитационных.
Слагаемые (Vzωy-ωzVy)/g, (Vxωz-ωxVz)/g, (Vyωx-ωyVx)/g обусловлены появлением Кориолисовых сил и имеют значимость при разворотах ЛА.
Слагаемые
Figure 00000067
,
Figure 00000068
,
Figure 00000069
имеют значимость при появлении линейных ускорений по связанным осям ЛА.
При относительно небольших углах атаки и скольжения скорость направлена в основном по строительной оси.
Figure 00000070
,
Figure 00000071
Figure 00000072
Тогда (1) представляется в упрощенном виде
Figure 00000073
ny=cos(ϑ)cos(γ)+Vωz/g,
nz=-cos(ϑ)sin(γ)-ωyV/g.
Всякое отклонение модуля перегрузки от единицы и всякая неточность (1) учитывается снижением доверия к наблюдениям перегрузок путем увеличения дисперсий в ковариационной матрице Ri, в соответствии с заданным законом. При этом снижается интенсивность коррекции, и, следовательно, снижаются ее ошибки.
На режимах разгона и торможения значительный вклад в изменение кажущегося ускорения вносит производная скорости.
Учитывая то, что изменение скорости ЛА относится к длиннопериодическому движению, производная скорости выделяется из оценки скорости с помощью сглаживающего фильтра нижних частот
Figure 00000074
Figure 00000075
.
Здесь T - постоянная времени фильтра нижних частот.
Из рассмотрения Якобиана Hi следует, что оценивание скорости ЛА происходит при выполнении разворотов, когда присутствуют одна или обе угловые скорости ωz, ωy. При этом слагаемые ωxV/g, -ωyV/g в соотношениях для ny, nz обеспечивают оценивание крена. Из первого уравнения в (1) следует, что слагаемое
Figure 00000076
в выражении для
Figure 00000077
влияет на оценивание тангажа.
На участках полета при взлете и посадке, когда скорость изменяется наиболее интенсивно, а ЛА не выполняет разворотов, скорость не оценивается, но при этом учитывают
Figure 00000078
для повышения точности оценивания тангажа.
С этой целью используют измерение скорости системой воздушных сигналов (СВС). СВС формирует измерение истинной воздушной скорости VTA.
Современные СВС обладают достаточно высокой точностью. Выделение производной
Figure 00000079
выполняют аналогично (2) с помощью фильтра нижних частот в дифференцирующем устройстве:
Figure 00000080
Заметим, что при этом постоянные рассогласования между земной и истинной воздушной скорости не вносят ошибок в определение производной. Динамические ошибки измерения VTA на малых высотах взлета и посадки незначительны. Шумовые погрешности СВС сглаживаются фильтром. Поэтому с достаточной точностью правомерно положить
Figure 00000081
.
Дополнительную оптимизацию коэффициентов фильтра выполняют с учетом уровня погрешностей датчиков. Путем анализа ошибок инерциальных датчиков с помощью спектральной плотности мощности и дисперсии Алана выделяют шумы квантования, случайное блуждание (дрейф), нестабильность смещения нуля (фликкер шум), случайное блуждание (дрейф) скорости, мультипликативную систематическую погрешность и синусоидальный шум.
С учетом того, что основной вклад в ошибки ориентации бесплатформенной БРН вносят смещения нулей гироскопов, настройку коэффициентов фильтра Калмана выполняют на множестве обучающих последовательностей, формируемых для набора сочетаний знаков смещений.
Коэффициенты фильтра оптимизируют следующим образом.
Для каждого полета формируется девять обучающих последовательностей.
Варианты знаков смещений нулей гироскопов представлены в таблице 1, где c0 - абсолютная величина смещения. Величина c0 задается с учетом класса точности располагаемых гироскопов.
Figure 00000082
Figure 00000083
Всего в алгоритме БРН присутствует шесть коэффициентов, подлежащих настройке: q1, q2, q3 - диагональные элементы ковариационной матрицы возмущений Q, и a=d1,
Figure 00000084
,
Figure 00000085
- коэффициенты нелинейной функции
Figure 00000086
, определяющей диагональные элементы ковариационной матрицы ошибок наблюдения R.
Критерием качества J1 назначают взвешенную среднеквадратическую ошибку ориентации по крену и тангажу, усредненную по времени и по множеству всех девяти обучающих последовательностей.
Figure 00000087
Здесь
Figure 00000088
- среднеквадратическая ошибка оценивания тангажа:
Figure 00000089
- среднеквадратическая ошибка оценивания крена: αϑ=0.5 и αγ=0.5 - весовые коэффициенты; J={a, b, k, q1, q2, q3} - множество из шести искомых коэффициентов алгоритма.
Идентификацию турбулентности, в смысле выявления ее наличия, выполняют по величине среднеквадратичного отклонения
Figure 00000090
на скользящем интервале небольшой длины, порядка 1-2 секунд. При превышении некоторого заданного порога
Figure 00000091
принимают решение о наличии турбулентности.
Оптимизации коэффициентов осуществляют в три этапа.
1. Численная минимизация критерия качества minJ1 и определение коэффициентов {a 1, b1, k1, q11, q21, q31} для полетов в спокойной атмосфере,
Figure 00000092
.
2. Численная минимизация критерия качества minJ1 и определение коэффициентов {a 2, b2, k2, q12, q22, q32} для полетов в условиях турбулентности,
Figure 00000093
.
3. Определение процедуры вычисления дисперсий d, q1, q2, q3, удовлетворяющей с достаточной точностью полетам как в спокойной атмосфере, так и в турбулентности.
Наиболее просто данная процедура реализуется с помощью линейной интерполяции коэффициентов фильтра по результатам этапов 1, 2 и текущим значениям
Figure 00000094
,
Figure 00000095
.
Выходные сигналы крена, курса и тангажа, полученные от БРН, работающего в горячем резерве, сравнивают с аналогичными сигналами от МНК, работающего в альтернативном режиме, что позволяет дополнительно контролировать точность и достоверность полученных углов пространственной ориентации.
Малогабаритный навигационный комплекс может быть использован как на высокоманевренных, так и на маломаневренных ЛА. Сокращение времени начальной выставки достигается путем определения курса ЛА в процессе руления и разбега. Повышение надежности происходит за счет использования СВС в случае пропадания сигналов от СНС и использования резервной навигационной системы, а также проверкой достоверности сигналов от приемника СНС и проверки углов ориентации путем сравнения сигналов инерциальной системы с сигналами углов резервной системы. Повышение точности определения истинного курса обеспечивается путем списания девиации в полете и постоянной адаптивной коррекцией углов крена и тангажа по сигналам от акселерометров, а также оптимизацией коэффициентов фильтрации в зависимости от турбулентности, и осуществляя настройку на множестве обучающих последовательностей. Заметим, что списание девиации может быть осуществлено периодически, в случае отсутствия замены бортового и подвесного оборудования ЛА.
Предложенное техническое устройство может быть реализовано путем использования базовых элементов для вычислительных систем бортовых цифровых вычислительных машин и базовых элементов, используемых в существующих НК летательных аппаратов.
Литература
1. Патент №2550774. Способ определения и компенсации девиации магнитометрических датчиков и устройство для его осуществления, МПК G01C 21/08, бюл. №13, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов В.С., Качанов Б.О., Туктарев Н.А., Гришин Д.В.
2. Патент №2585051. Способ контроля данных от спутниковых навигационных систем и устройство для его осуществления, МПК G01S 19/08. Бюл. №15, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов В.С., Качанов Б.О., Туктарев Н.А.
3. Патент №2564380. Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы, МПК G01С 21/06. Бюл. №27, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов В.С., Качанов Б.О., Туктарев Н.А., Гришин Д.В.
4. Патент №2564379. Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, МПК G01C 21/16, бюл. №27, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов В.С., Качанов Б.О., Туктарев Н.А.
5. Патент №2579550. Способ определения погрешности измерения воздушной скорости и устройство для его осуществления, МПК G01P 21/00. Бюл. №10, 2016 г. Авторы Заец В.Ф., Корсун О.Н., Кулабухов В.С., Туктарев Н.А., Лысюк О.П.

Claims (1)

  1. Малогабаритный навигационный комплекс (МНК), содержащий интегрированный блок датчиков (ИБД), систему воздушных сигналов (СВС), вычислительный блок и приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС), отличающийся тем, что в него дополнительно введены трехкомпонентный магнитометрический датчик (ТМД), концевой выключатель обжатия стойки шасси, блок определения достоверности сигналов СНС, блок определения коэффициентов девиации (БОКД), блок определения курса (БОК) ЛА, блок резервной навигации (БРН), блок адаптации к турбулентности (БАТ), второй выход ПСНС, выход ИБД и первый выход СВС подключены к первым вторым и третьим входам вычислительного блока, второй выход ПСНС подключен к входу блока определения достоверности сигналов СНС, к четвертому входу вычислительного блока подключены последовательно соединенные ТМД и БОКД, к пятому входу вычислительного блока подключен первый выход БРН, к шестому входу вычислительного блока подключены последовательно соединенные БОК, концевой выключатель обжатия стойки шасси, вход которого соединен с первый выходом ПСНС, к седьмому входу подключен выход блока определения достоверности сигналов СНС, ко второму выходу СВС подключены последовательно соединенные БАТ и БРН, ко второму выходу БОКД подключен второй вход БРН, выходом МНК в основном и альтернативном режимах является выход вычислительного блока, в резервном режиме - второй выход БРН.
RU2016143330A 2016-11-03 2016-11-03 Малогабаритный навигационный комплекс RU2644632C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016143330A RU2644632C1 (ru) 2016-11-03 2016-11-03 Малогабаритный навигационный комплекс

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016143330A RU2644632C1 (ru) 2016-11-03 2016-11-03 Малогабаритный навигационный комплекс

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2644632C1 true RU2644632C1 (ru) 2018-02-13

Family

ID=61226793

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016143330A RU2644632C1 (ru) 2016-11-03 2016-11-03 Малогабаритный навигационный комплекс

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2644632C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2754396C1 (ru) * 2020-06-19 2021-09-01 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Адаптивный способ коррекции углов ориентации БИНС
RU226424U1 (ru) * 2024-02-09 2024-06-04 Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы") Малогабаритное навигационное приёмное устройство

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005057132A1 (en) * 2003-12-05 2005-06-23 Honeywell International Inc. System and method for using multiple aiding sensors in a deeply integrated navigation system
EP1612514A1 (en) * 2004-06-28 2006-01-04 Northrop Grumman Corporation System for navigation redundancy
RU74217U1 (ru) * 2008-03-17 2008-06-20 Открытое акционерное общество "Концерн "Гранит-Электрон" Комплекс для проверки корабельной радиолокационной системы
RU2373498C2 (ru) * 2007-10-08 2009-11-20 Открытое Акционерное Общество "Конструкторское Бюро "Луч" Навигационный комплекс, устройство вычисления скорости и координат, бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, способ коррекции инерциальных датчиков и устройство для его осуществления
RU2395061C1 (ru) * 2009-06-15 2010-07-20 Открытое акционерное общество "Концерн "Созвездие" Способ определения местоположения подвижных объектов и комплексированная навигационная система для его реализации
RU118740U1 (ru) * 2012-01-12 2012-07-27 Открытое акционерное общество "Концерн "Созвездие" Адаптивный навигационный комплекс

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005057132A1 (en) * 2003-12-05 2005-06-23 Honeywell International Inc. System and method for using multiple aiding sensors in a deeply integrated navigation system
EP1612514A1 (en) * 2004-06-28 2006-01-04 Northrop Grumman Corporation System for navigation redundancy
RU2373498C2 (ru) * 2007-10-08 2009-11-20 Открытое Акционерное Общество "Конструкторское Бюро "Луч" Навигационный комплекс, устройство вычисления скорости и координат, бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, способ коррекции инерциальных датчиков и устройство для его осуществления
RU74217U1 (ru) * 2008-03-17 2008-06-20 Открытое акционерное общество "Концерн "Гранит-Электрон" Комплекс для проверки корабельной радиолокационной системы
RU2395061C1 (ru) * 2009-06-15 2010-07-20 Открытое акционерное общество "Концерн "Созвездие" Способ определения местоположения подвижных объектов и комплексированная навигационная система для его реализации
RU118740U1 (ru) * 2012-01-12 2012-07-27 Открытое акционерное общество "Концерн "Созвездие" Адаптивный навигационный комплекс

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2754396C1 (ru) * 2020-06-19 2021-09-01 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Адаптивный способ коррекции углов ориентации БИНС
RU226424U1 (ru) * 2024-02-09 2024-06-04 Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы") Малогабаритное навигационное приёмное устройство

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6819983B1 (en) Synthetic pressure altitude determining system and method with wind correction
CN108759845A (zh) 一种基于低成本多传感器组合导航的优化方法
EP3308234A1 (en) Autonomous and non-autonomous navigation system for unmanned vehicles based on vehicle dynamic model
RU2647205C2 (ru) Адаптивная бесплатформенная инерциальная курсовертикаль
US10338090B2 (en) Airspeed estimation system
RU2564380C1 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
US9828111B2 (en) Method of estimation of the speed of an aircraft relative to the surrounding air, and associated system
RU2749152C1 (ru) Адаптивный корректор углов ориентации для БИНС
FR3008818A1 (fr) Dispositif et procede de prediction au sol de la precision, l'integrite et la disponibilite de la position d'un aeronef le long d'une trajectoire.
RU2646954C2 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2646957C1 (ru) Комплексный способ навигации летательных аппаратов
RU2644632C1 (ru) Малогабаритный навигационный комплекс
RU2635820C1 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2589495C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления
KR101257935B1 (ko) 관성 항법 시스템의 바이어스 추정치를 이용한 정렬 장치 및 그 항법 시스템
Botha et al. Vehicle sideslip estimation using unscented Kalman filter, AHRS and GPS
RU2754396C1 (ru) Адаптивный способ коррекции углов ориентации БИНС
RU2502049C1 (ru) Малогабаритная бесплатформенная инерциальная навигационная система средней точности, корректируемая от системы воздушных сигналов
RU2594631C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления
Filyashkin et al. Gyro-accelerometric method of determination of angular orientation parameters
RU2643201C2 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль
RU2714144C2 (ru) Малогабаритная адаптивная курсовертикаль
Setlak et al. MEMS electromechanical microsystem as a support system for the position determining process with the use of the inertial navigation system INS and kalman filter
RU2713078C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации
Höhndorf et al. Reconstruction of aircraft trajectories during landing using a rauch-tung-striebel smoother, instrument landing system deviation information, and taxiway locations