RU2672311C1 - Method of control of correction of integrated sensor units - Google Patents
Method of control of correction of integrated sensor units Download PDFInfo
- Publication number
- RU2672311C1 RU2672311C1 RU2017146243A RU2017146243A RU2672311C1 RU 2672311 C1 RU2672311 C1 RU 2672311C1 RU 2017146243 A RU2017146243 A RU 2017146243A RU 2017146243 A RU2017146243 A RU 2017146243A RU 2672311 C1 RU2672311 C1 RU 2672311C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- dlu
- sensors
- conditions
- equations
- reserves
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 11
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 claims description 7
- 238000001514 detection method Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 13
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 7
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 4
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 3
- 239000000654 additive Substances 0.000 description 1
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
- G05B23/02—Electric testing or monitoring
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационному приборостроению, к системам контроля систем угловой ориентации и может быть использовано для комплексного контроля систем угловой ориентации самолетов, вертолетов, космических летательных аппаратов. Изобретение может быть использовано также для повышения надежности определения углов курса, тангажа, крена и угловых скоростей объекта в платформенных и бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). В современных БИНС и в комплексных системах управления (КСУ) часто используют 3-х, 4-х кратно резервированные интегрированные блоки датчиков (ИБД), с жестко размещенными внутри в ортогональных осях тремя датчиками угловых скоростей (ДУС) и тремя датчиками линейных ускорений (ДЛУ). Внутри ИБД также могут быть размещены датчики температуры и датчики давлений. Для функционирования КСУ или БИНС исправность блока ИБД имеет определяющее значение. Поэтому, контроль исправности датчиков и реконфигурация схемы соединений резервных датчиков является актуальной задачей. Для контроля исправности датчиков и достоверности измерений используют наличие избыточности в измерениях.The invention relates to aircraft instrumentation, to control systems for angular orientation systems and can be used for integrated control of angular orientation systems for aircraft, helicopters, spacecraft. The invention can also be used to increase the reliability of determining heading angles, pitch, roll and angular velocities of an object in platform and strapdown inertial navigation systems (SINS). In modern SINS and in integrated control systems (KSU), 3, 4-fold redundant integrated sensor blocks (IDBs) are often used, with three angular velocity sensors (DLS) and three linear acceleration sensors (DLU) rigidly placed inside orthogonal axes ) Temperature sensors and pressure sensors can also be placed inside the IDB. For the functioning of the KSU or SINS, the serviceability of the IDU block is of decisive importance. Therefore, monitoring the health of sensors and reconfiguring the connection diagram of backup sensors is an urgent task. To monitor the health of the sensors and the reliability of the measurements, the presence of redundancy in the measurements is used.
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 способ отбора достоверной информации и идентификации отказов акселерометров и датчиков угловой скорости при пяти измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе летательного аппарата, взятый нами за прототип. Патент №RU 2568191 МПК G01C 21/20, Опубликован 10.11.2015, бюл. №31. В способе отбора достоверной информации и идентификации отказов измерителей, при пяти измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе (БИНС), основанном на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых не компланарны, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, согласно изобретению, указанные векторы вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам групп рассчитывают средние векторы и показатели разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса в текущем цикле и средний вектор этой группы принимают за достоверный вектор текущего цикла. Отказы измерителей тракта идентифицируют, исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результата сравнения с допуском модуля разности фактического показания измерителя, которое не использовано в расчете достоверного вектора и его расчетного показания. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности проверяемого измерителя.There is a method of selecting reliable information and identifying failures of accelerometers and angular velocity sensors with five meters in each path in the strapdown inertial navigation system of the aircraft, taken by us as a prototype. Patent No.RU 2568191 IPC G01C 21/20, Published November 10, 2015, bull. No. 31. In the method of selecting reliable information and identifying meter failures, with five meters in each path in a strapdown inertial navigation system (SINS), based on readings obtained from a cyclic synchronous survey of meters, the sensitivity axis of any three of which are not coplanar, and the calculation in each a cycle of vectors of apparent acceleration and angular velocity using the values of the guide cosines of the sensitivity axes of the meters, according to the invention, these subtraction vectors lyayut for all possible combinations of triplets meters. The resulting vectors in each of the paths are divided into groups that include four vectors calculated according to the readings of four meters. Using the vectors of the groups, average vectors and scatter indices are calculated relative to the average vector, a group with a minimum scatter in the current cycle is found, and the average vector of this group is taken as a reliable vector of the current cycle. Failures of the path meters are identified based on the health of the meters, according to the readings of which a reliable vector is calculated, and the result of comparison with the tolerance of the difference module of the actual meter reading, which is not used in the calculation of the reliable vector and its calculated reading. In this case, the calculated reading is defined as the projection of a reliable vector on the sensitivity axis of the tested meter.
Кроме того, что пяти кратное резервирование практически очень редко используется, можно отметить следующие недостатки. Определяется из пяти резервов в каждом канале только один отказ. Значительные вычислительные затраты требуют больших вычислительных мощностей. Использование матрицы направляющих косинусов, определяющей положение оси ЧЭ к измеряемому вектору, может привести к ошибкам из-за неопределенности способа ее вычисления.In addition to the fact that five-fold redundancy is practically very rarely used, the following disadvantages can be noted. Of the five reserves in each channel, only one failure is determined. Significant computing costs require large computing power. The use of a matrix of guide cosines, which determines the position of the axis of the SE to the measured vector, can lead to errors due to the uncertainty of the method of its calculation.
Целью предлагаемого изобретения является разработка способа определения отказавших датчиков 3-х, 4-х кратно резервированных интегрированных блоков датчиков (ИБД) на земле и в полете, вплоть, до одного не отказавшего датчика в каждом канале информации, обеспечив при этом достоверной информацией потребителей об угловых скоростях и линейных ускорениях.The aim of the invention is to develop a method for determining failed sensors of 3, 4-fold redundant integrated sensor blocks (IDB) on the ground and in flight, up to one sensor that did not fail in each channel of information, while providing reliable consumer information about angular speeds and linear accelerations.
Для достижения поставленной цели по способу контроля исправности интегрированных блоков датчиков осуществляют контроль датчиков путем сравнения с назначенными пороговыми величинами, дополнительно, на неподвижном основании после включения БИНС осуществляют ускоренную проверку исправности навигационных датчиков в статическом положении, для чего, усредняют показания всех датчиков ИБД за (к) шагов, сравнивают модуль измеряемых перегрузок трех ортогональных ДЛУ каждого ИБД с единицей, с учетом погрешностей трех датчиков, сравнивают показания каждого датчика со значениями нижних порогов шума и суммарной погрешностью датчика по техническим характеристикам, если приведенные выше условия выполняются одновременно, то датчики исправны и подают сигнал «Запуск разрешен», после запуска включается непрерывный контроль, который осуществляют используя резервные датчики, назначают пороги исходя из того положения, что у исправных датчиков погрешность двух датчиков не должна превышать Рв и нижняя граница погрешностей не меньше Рн, определяют разности показаний датчиков, размещенных на параллельных осях чувствительности, и проверяют признаки выполнения или невыполнения условий, в качестве которых используют разностные уравнения условий для четырехкратно резервированных блоков датчиков ИБД ax1…ах4 (приведены для канала по оси ОХ ДЛУ), первое уравнение условия - это разность первого и второго резервов ДЛУ, второе уравнение условия - разность первого и третьего резервов ДЛУ, третье уравнение условия -разность первого и четвертого резервов ДЛУ, четвертое уравнение условия - разность второго и третьего резервов ДЛУ, пятое уравнение условия - разность второго и четвертого резервов ДЛУ, шестое уравнение условия - разность третьего и четвертого резервов ДЛУ, если условия для всех шести уравнений выполняются то все датчики исправны и выходной сигнал определяется как среднее арифметическое выходных сигналов четырех датчиков, если условия не выполняются для первого, второго и третьего уравнений одновременно -отказ ДЛУ первого резерва, если условия не выполняются для первого, четвертого и пятого уравнений - отказ ДЛУ второго резерва, если условия не выполняются для второго, четвертого и шестого уравнений - отказ ДЛУ третьего резерва, если условия не выполняются для третьего, пятого и шестого уравнений - отказ ДЛУ четвертого резерва, выходные сигналы во всех случаях определяются как среднее арифметическое трех оставшихся резервов, если не выполняются условия для первого, второго, третьего, четвертого и пятого уравнений - отказали ДЛУ первого и второго резервов одновременно, если не выполняются условия для первого, второго, четвертого, пятого и шестого уравнений - отказали ДЛУ третьего и второго резервов одновременно, если не выполняются условия для второго, третьего, четвертого, пятого и шестого уравнений -отказали ДЛУ третьего и четвертого резервов одновременно, если не выполняются условия на первого, второго, третьего, пятого и шестого уравнений - отказали ДЛУ первого и четвертого резервов одновременно, во всех случаях выходной сигнал определяется как среднее оставшихся исправных датчиков, если не выполняются условия для первого, второго, третьего, четвертого, пятого и шестого уравнений - отказали ДЛУ трех резервов одновременно и отказавшие датчики определяют путем сравнения с одноименными функциональными датчиками основной навигационной системы, аналогичные сравнения и определение отказавшего датчика осуществляют по остальным каналам ау, az ДЛУ и по трем каналам ДУС ωх, ωу и ωz, при использовании для определения исправности ДЛУ и ДУС ИБД с трехкратным резервированием из уравнений условий и в сравнениях исключают показания четвертого резерва.To achieve this goal, by the method of monitoring the health of integrated sensor blocks, sensors are monitored by comparing with the assigned threshold values; in addition, on a fixed base after switching on the SINS, an accelerated health check of navigation sensors is performed in a static position, for which, average readings of all IDB sensors are ) steps, compare the module of the measured overloads of three orthogonal DLUs of each IED with a unit, taking into account the errors of three sensors, compare the readings of each sensor with the values of the lower noise thresholds and the total error of the sensor according to the technical characteristics, if the above conditions are met at the same time, the sensors are in good condition and give a “Start enabled” signal, after start-up, continuous monitoring is activated, which is performed using backup sensors, and thresholds are set based on the position that in serviceable sensors the error of two sensors should not exceed P in and the lower boundary of the errors is not less than P n , determine the difference in the readings of sensors, size They are shown on parallel sensitivity axes, and they check for signs of fulfillment or non-fulfillment of conditions, which use difference condition equations for quadruple redundant blocks of IDB sensors a x1 ... a x4 (shown for the channel along the axis OX DLU), the first equation of condition is the difference of the first and the second reserves of DLU, the second equation of the condition is the difference of the first and third reserves of DLU, the third equation of the condition is the difference of the first and fourth reserves of DLU, the fourth equation of the condition is the difference of the second and third reserves of D LU, the fifth equation of the condition is the difference between the second and fourth reserves of the DLU, the sixth equation of the condition is the difference of the third and fourth reserves of the DLU, if the conditions for all six equations are satisfied, then all the sensors are working and the output signal is determined as the arithmetic average of the output signals of the four sensors, if the conditions are not are satisfied for the first, second and third equations at the same time - the failure of the DLU of the first reserve, if the conditions are not satisfied for the first, fourth and fifth equations - the failure of the DLU of the second reserve, if the conditions are not are satisfied for the second, fourth and sixth equations - the failure of the DLU of the third reserve, if the conditions are not satisfied for the third, fifth and sixth equations - the failure of the DLU of the fourth reserve, the output signals in all cases are determined as the arithmetic mean of the three remaining reserves, if the conditions for the first , of the second, third, fourth, and fifth equations — the DLU of the first and second reserves failed simultaneously, if the conditions for the first, second, fourth, fifth, and sixth equations are not satisfied — the DLU of the third and T of the second reserves at the same time, if the conditions for the second, third, fourth, fifth, and sixth equations are not fulfilled - the DLU of the third and fourth reserves are denied at the same time, if the conditions for the first, second, third, fifth, and sixth equations are not fulfilled - the DLU of the first and fourth reserves are refused at the same time, in all cases, the output signal is defined as the average of the remaining serviceable sensors, if the conditions for the first, second, third, fourth, fifth, and sixth equations are not met - the DLU of three reserves of one failed belt and the failed sensors are determined by comparison with similar functional sensors primary navigation system, similar comparison and determination of the failed sensor is performed on the remaining channels and y, a z DLU and on three CRS channels ω x, ω y, and ω z, when used to define serviceability The DLU and TLS of the ISD with three-fold redundancy exclude the fourth reserve from the condition equations and in comparisons.
Суть способа контроля исправности интегрированных блоков датчиков излагается ниже.The essence of the method of monitoring the health of integrated sensor units is described below.
В процессе начальной выставки БИНС и после включения КСУ осуществляется определение углового положения осей чувствительности датчиков, связанных со строительными осями летательного аппарата (ЛА), относительно горизонта. При этом усредняют показания датчиков для уменьшения шумов за (к) шагов 
Осуществляют проверку состояния покоя объекта, на котором установлен блок датчиков:The state of rest of the object on which the sensor unit is installed is checked:
где: 
Если ЛА (ос ОХ) в горизонтальном положении, то выполняют проверку условийIf the aircraft (OS OX) in a horizontal position, then check the conditions
Если данные условия выполняются, проверяем следующие условия:If these conditions are met, we check the following conditions:
Для исправных датчиков сигналы гироскопов и акселерометров не должны быть много меньше шума, указанного в паспортных данных, и должны выполняться следующие условия:For serviceable sensors, the signals of gyroscopes and accelerometers should not be much less than the noise indicated in the passport data, and the following conditions must be met:
где: 
1. Рн≤ax1-ax2≤Рв→(0,1);1. P n ≤a x1 -a x2 ≤Р в → (0,1);
2. Рн≤ax1-ax3≤Рв→(0,1);2. P n ≤a x1 -a x3 ≤Р в → (0,1);
3. Рн≤ax1-ax4≤Рв→(0,1);3. P n ≤a x1 -a x4 ≤Р в → (0,1);
4. Рн≤ax2-ax3≤Рв→(0,1);4. P n ≤a x2 -a x3 ≤Р в → (0,1);
5. Рн≤ax2-ax4≤Рв→(0,1);5. P n ≤a x2 -a x4 ≤Р в → (0,1);
6. Рн≤ax3-ax4≤Рв→(0,1).6. P n ≤a x3 -a x4 ≤Р в → (0,1).
Далее проверяют выполнение следующих условий: например, 1.(1) - в первом уравнении условие выполнено, 4.(0) - в четвертом уравнении не выполнено условие исправности всех датчиков. В случае, когда условия всех уравнений выполняются 1.(1)+2.(1)+3.(1)+4.(1)+5.(1)+6.(1), то результирующий сигнал определяем, как среднее арифметическое сигналов от всех четырех датчиков М(ах)=(ax1+ax2+ах3+ах4)/4. Далее определяют отказ одного датчика из выполнения следующих условий: в случае, когда условия первых трех уравнений не выполнены 1.(0)+2.(0)+3.(0), то отказал ДЛУ (ax1) первого ИБД, тогда результирующее значение линейного ускорения по связанной оси ОХ (выходной сигнал) определяют как среднее значение трех исправных ДЛУ М(ах)=(ах2+ах3+ах4)/3;Then, the following conditions are checked: for example, 1. (1) - the condition is satisfied in the first equation, 4. (0) - the condition of serviceability of all sensors is not fulfilled in the fourth equation. In the case when the conditions of all equations are satisfied 1. (1) +2. (1) +3. (1) +4. (1) +5. (1) +6. (1), then the resulting signal is determined as the arithmetic average of signals from all four sensors M (a x ) = (a x1 + a x2 + a x3 + a x4 ) / 4. Next, determine the failure of one sensor from the following conditions: in the case when the conditions of the first three equations are not satisfied 1. (0) +2. (0) +3. (0), then the DLD (a x1 ) of the first IDB is refused, then the value of linear acceleration along the associated axis OX (output signal) is defined as the average value of three operational DLUs M (a x ) = (a x2 + a x3 + a x4 ) / 3;
если 1.(0)+4.(0)+5.(0) то отказ - ax2, выходной сигнал М(ах)=(ax1+ах3+аХ4)/3;if 1. (0) + 4. (0) + 5. (0) then the failure is a x2 , the output signal is M (a x ) = (a x1 + a x3 + a X 4) / 3;
если 2.(0)+4.(0)+6.(0) то отказ - ах3, выходной сигнал M(ax)=(ах2+ax1+аХ4)/3;if 2. (0) + 4. (0) + 6. (0) then the failure is a x3 , the output signal is M (a x ) = (a x2 + a x1 + a X 4) / 3;
если 3.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - ах4, выходной сигнал М(ах)=(ах2+ах3+ax1)/3.if 3. (0) + 5. (0) + 6. (0) then the failure is a x4 , the output signal is M (a x ) = (a x2 + a x3 + a x1 ) / 3.
Отказ сразу двух датчиков определяют по выполнению следующих условий:The failure of two sensors at once is determined by the following conditions:
если 1.(0)+2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0) то отказ - ax1 и ах2, выходной сигнал М(ах)=(ах3+ах4)/2;if 1. (0) + 2. (0) +3. (0) + 4. (0) + 5. (0) then the failure is a x1 and a x2 , the output signal is M (a x ) = (a x3 + a x4 ) / 2;
если 1.(0)+2.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - ах2 и ах3, выходной сигнал М(ах)=(ax1+ах4)/2;if 1. (0) + 2. (0) + 4. (0) + 5. (0) + 6. (0) then the failure is a x2 and a x3 , the output signal is M (a x ) = (a x1 + a x4 ) / 2;
если 2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - ах3 и ах4, выходной сигнал М(ах)=(ax1+ах2)/2;if 2. (0) +3. (0) + 4. (0) + 5. (0) + 6. (0) then the failure is a x3 and a x4 , the output signal is M (a x ) = (a x1 + a x2 ) / 2;
если 1.(0)+2.(0)+3.(0)+5.(0)+6.(0) то отказ - ax1 и ах4, выходной сигнал М(ах)=(ах3+ах2)/2;if 1. (0) + 2. (0) +3. (0) + 5. (0) + 6. (0) then the failure is a x1 and a x4 , the output signal is M (a x ) = (a x3 + a x2 ) / 2;
если 1.(0)+2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) то одновременный отказ трех датчиков в одном канале, по показаниям четырех датчиков исправный датчик не определяется, отказавший датчик определяют путем сравнения с датчиками другой основной или резервной навигационной системы. Аналогичные сравнения и определение отказавшего датчика осуществляют по остальным каналам ау, az ДЛУ и по трем каналам ДУС ωх, ωу и ωz.if 1. (0) +2. (0) +3. (0) +4. (0) +5. (0) +6. (0) then the simultaneous failure of three sensors in one channel, according to the readings of four sensors is working the sensor is not detected; a failed sensor is determined by comparison with sensors from another primary or backup navigation system. Similar comparisons and determination of a failed sensor are carried out on the remaining channels a y , a z of the DLD and on the three channels of the TLS ω x , ω y and ω z .
Методика вычисления отказавшего датчика при трехкратном резервировании вытекает из выше приведенных соотношений, если обнулить сигналы датчиков четвертого резервного ИБД. Определяют разности показаний акселерометров коллинеарных осей резервных датчиков и определяют признаки (0) - невыполнение условий - в случае отказа одного из датчиков или обоих датчиков или (1) - условие выполняется, - когда оба датчика работоспособны;The methodology for calculating a failed sensor during triple redundancy follows from the above ratios, if the sensors of the fourth backup IDB are reset. The difference in the readings of the accelerometers of the collinear axes of the backup sensors is determined and the signs are determined (0) - failure to fulfill the conditions - in case of failure of one of the sensors or both sensors or (1) - the condition is fulfilled - when both sensors are operational;
1. 0.002≤ах1-ах2≤0.1→(0,1);1. 0.002≤a x1-a x2 ≤0.1 → (0,1);
2. 0.002≤ах1-ах3≤0.1→(0,1);2. 0.002≤a x1-a x3 ≤0.1 → (0,1);
3. 0.002≤ах2-ах3≤0.1→(0,1);3. 0.002≤a x2-a x3 ≤0.1 → (0,1);
условие исправности всех датчиков, если 1.(1)+2.(1)+3.(1), то М(ах)=(ax1+ах2+ах3)/3. Определяют отказ датчика, если 1.(1)+2.(0)+3.(0), то отказ - ах3 М(ах)=(ax1+ах2)/2, если 1.(0)+2.(0)+3.(1), то отказ - ах1 М(ах)=(ах2+ах3)/2, если 1.(0)+2.(1)+3.(0), то отказ - ах2 М(ах)=(ax1+ах3)/2, если 1.(0)+2.(0)+3.(0), то отказ определяют путем сравнения с датчиками другой основной или резервной навигационной системы, аналогичные вычисления осуществляют по каналам ускорения ау, az ДЛУ и по всем трем каналам ωх, ωу и ωz ДУС.condition of serviceability of all sensors, if 1. (1) + 2. (1) +3. (1), then M (a x ) = (a x1 + a x2 + a x3 ) / 3. The sensor failure is determined if 1. (1) +2. (0) +3. (0), then the failure is a x3 M (a x ) = (a x1 + a x2 ) / 2, if 1. (0) +2. (0) +3. (1), then failure - а х1 М (а х ) = (а х2 + а х3 ) / 2, if 1. (0) +2. (1) +3. ( 0), then the failure - а х2 М (а х ) = (a x1 + а х3 ) / 2, if 1. (0) +2. (0) +3. (0), then the failure is determined by comparison with sensors another main or backup navigation system, similar calculations are performed on the acceleration channels a y , a z DLA and all three channels ω x , ω y and ω z of the remote control system.
Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является повышение достоверности обнаружения отказа, точности контроля параметров средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, снижение сложности и стоимости при одновременном повышении эффективности выполнения полетных задач объектом. При этом обеспечивается контроль датчиков, как в полетном, так и предполетном состоянии комплекса. Контроль осуществляется по алгоритмам встроенного или внешнего вычислителя, содержащим простейшие арифметические операции, достаточно просто реализуемые на борту подвижного маневренного объекта. Контроль имеет непосредственный, а не косвенный характер, так как ведется по выходной информации датчиков и обеспечивает защиту потребителей от возможных отказов и сбоев.The technical result achieved by the implementation of the claimed invention is to increase the reliability of failure detection, the accuracy of parameter control by means of minimum weight, dimensions, power consumption, reducing complexity and cost while increasing the efficiency of the flight tasks of the object. At the same time, sensors are monitored both in flight and in pre-flight state of the complex. The control is carried out according to the algorithms of the built-in or external calculator, containing the simplest arithmetic operations, quite simply implemented on board a mobile maneuverable object. The control is direct, not indirect, as it is based on the output information of the sensors and protects consumers from possible failures and malfunctions.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017146243A RU2672311C1 (en) | 2017-12-27 | 2017-12-27 | Method of control of correction of integrated sensor units |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017146243A RU2672311C1 (en) | 2017-12-27 | 2017-12-27 | Method of control of correction of integrated sensor units |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2672311C1 true RU2672311C1 (en) | 2018-11-13 |
Family
ID=64327832
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017146243A RU2672311C1 (en) | 2017-12-27 | 2017-12-27 | Method of control of correction of integrated sensor units |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2672311C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2805375C1 (en) * | 2023-07-18 | 2023-10-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Method for determining proper operation of gyromotors of block of damping gyroscopes |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7103460B1 (en) * | 1994-05-09 | 2006-09-05 | Automotive Technologies International, Inc. | System and method for vehicle diagnostics |
| WO2013116139A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-08 | Gulfstream Aerospace Corporation | Methods and systems for aircraft health and trend monitoring |
| RU2546076C1 (en) * | 2014-05-20 | 2015-04-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) | Complex control device of inertial system |
| RU2016117404A (en) * | 2016-05-04 | 2017-11-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) | METHOD FOR CONTROLING THE PILOT AND NAVIGATION COMPLEX AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION |
| RU2635821C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-11-16 | Публичное акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ПАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Integrated backup device system |
-
2017
- 2017-12-27 RU RU2017146243A patent/RU2672311C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7103460B1 (en) * | 1994-05-09 | 2006-09-05 | Automotive Technologies International, Inc. | System and method for vehicle diagnostics |
| WO2013116139A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-08 | Gulfstream Aerospace Corporation | Methods and systems for aircraft health and trend monitoring |
| RU2546076C1 (en) * | 2014-05-20 | 2015-04-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) | Complex control device of inertial system |
| RU2016117404A (en) * | 2016-05-04 | 2017-11-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) | METHOD FOR CONTROLING THE PILOT AND NAVIGATION COMPLEX AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION |
| RU2635821C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-11-16 | Публичное акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ПАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Integrated backup device system |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2805375C1 (en) * | 2023-07-18 | 2023-10-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Method for determining proper operation of gyromotors of block of damping gyroscopes |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2688564C2 (en) | Systems and methods of detecting failures when determining spatial position based on air signals and aircraft control settings | |
| US6757624B1 (en) | Synthetic pressure altitude determining system and method of integrity monitoring from a pressure sensor | |
| US9037318B2 (en) | Systems and methods for providing aircraft heading information | |
| CN110196049A (en) | The detection of four gyro redundance type Strapdown Inertial Navigation System hard faults and partition method under a kind of dynamic environment | |
| US9714100B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing a baro-inertial loop, and associated system | |
| EP3246661B1 (en) | Hybrid inertial measurement unit | |
| Geng et al. | Applications of multi-height sensors data fusion and fault-tolerant Kalman filter in integrated navigation system of UAV | |
| Jafari et al. | Optimal redundant sensor configuration for accuracy and reliability increasing in space inertial navigation systems | |
| EP3006900A1 (en) | Systems and methods for attitude fault detection based on integrated gnss-inertial hybrid filter residuals | |
| US9108745B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing an anemo-inertial loop, and associated system | |
| CN109813309A (en) | A kind of six gyro redundance type Strapdown Inertial Navigation System Dual Failures partition methods | |
| Jafari et al. | Inertial navigation accuracy increasing using redundant sensors | |
| RU2539140C1 (en) | Integrated strapdown system of navigation of average accuracy for unmanned aerial vehicle | |
| JP6983565B2 (en) | Methods and systems for compensating for soft iron magnetic disturbances in vehicle heading reference systems | |
| US3680355A (en) | Method and apparatus for performance monitoring of dual platform inertial navigation systems | |
| Hall et al. | In-flight parity vector compensation for FDI | |
| US10746564B2 (en) | Inertial sensor | |
| CN111141286A (en) | Unmanned aerial vehicle flight control multi-sensor attitude confidence resolving method | |
| US8108146B2 (en) | Method and device for determining a consolidated position of a traveling object, particularly an aircraft | |
| RU2672311C1 (en) | Method of control of correction of integrated sensor units | |
| CN105526947B (en) | Method for detecting attitude fault based on magnetometer measurement value | |
| US9483885B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing wind detection, and associated system | |
| US3391568A (en) | Navigation system | |
| RU2658538C2 (en) | Method of control of the pilotage-navigation complex and device for its implementation | |
| US20190286167A1 (en) | Systems and methods for providing multiple strapdown solutions in one attitude and heading reference system (ahrs) |