RU2674572C1 - Strapdown inertial navigation system for high-speed maneuvering object - Google Patents

Strapdown inertial navigation system for high-speed maneuvering object Download PDF

Info

Publication number
RU2674572C1
RU2674572C1 RU2017133683A RU2017133683A RU2674572C1 RU 2674572 C1 RU2674572 C1 RU 2674572C1 RU 2017133683 A RU2017133683 A RU 2017133683A RU 2017133683 A RU2017133683 A RU 2017133683A RU 2674572 C1 RU2674572 C1 RU 2674572C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
inertial
information
variables
sensors
navigation
Prior art date
Application number
RU2017133683A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Сергеевич Хмелевский
Анатолий Георгиевич Щипицын
Original Assignee
Анатолий Сергеевич Хмелевский
Анатолий Георгиевич Щипицын
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 Анатолий Сергеевич Хмелевский, Анатолий Георгиевич Щипицын filed Critical Анатолий Сергеевич Хмелевский
Priority to RU2017133683A priority Critical patent/RU2674572C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2674572C1 publication Critical patent/RU2674572C1/en

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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
    • G01C19/56—Turn-sensitive devices using vibrating masses, e.g. vibratory angular rate sensors based on Coriolis forces
    • G01C19/5607—Turn-sensitive devices using vibrating masses, e.g. vibratory angular rate sensors based on Coriolis forces using vibrating tuning forks

Landscapes

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

Abstract

FIELD: instrument making.SUBSTANCE: invention relates to the field of instrument making, and may be used in development of the strapdown inertial navigation systems (SINS) for the high-speed maneuvering object. Strapdown inertial navigation system for the high-speed maneuvering object, containing angular velocity sensors and apparent acceleration sensors, connected to the on-board computer, which stores a priori information about the Earth's rotation, its gravitational field and initial conditions of the object movement, and at each current time point, six variables of inertial information, fifteen variables of navigation information and the object movement controlling function are sequentially calculated. At that, as the inertial sensors five tuning-fork type Coriolis vibratory gyroscopes with identified mass-geometry characteristics and given harmonic laws of four point masses motion in time are used, each of which suspension is installed into the reference node by means of twenty compressive non-spinning force sensors, connected to the on-board computer, in which the inertial sensors suspensions supports reactions are successively calculated, thirty inertial information variables using the redundancy to control the calculations accuracy and increase reliability; fifteen navigation information variables and the object motion control function.EFFECT: enabling obtaining the high-speed maneuvering object accurate navigation measurements.1 cl, 6 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при создании бесплатформенных инерциальных навигационных систем, водящих в состав инерциального навигационного комплекса для высокоскоростного маневренного объекта [1].The invention relates to the field of instrumentation and can be used to create strapdown inertial navigation systems, leading to the composition of the inertial navigation complex for a high-speed maneuverable object [1].

Используемые терминыTerms Used

Для существенного сокращения текста описания и формулы целесообразно перечислить используемые термины применительно к заявляемому изобретению:To significantly reduce the text of the description and the formula, it is advisable to list the terms used in relation to the claimed invention:

Объект - движущееся в пространстве управляемое тело с целенаправленным перемещением из одной области пространства в другую;An object is a controlled body moving in space with purposeful movement from one area of space to another;

Полюс объекта - точка, для которой определяются переменные его поступательного движения - это, как правило, начало связанной с ним системы координат; в частности, полюсом объекта может быть его центр масс;The pole of the object - the point for which the variables of its translational motion are determined - this is, as a rule, the beginning of the coordinate system associated with it; in particular, the pole of an object may be its center of mass;

Связанная система координат - система координат, связанная с осями чувствительности (измерительными осями) инерциального датчика;A connected coordinate system is a coordinate system associated with the sensitivity axes (measuring axes) of an inertial sensor;

Объектная система координат - связанная с объектом система координат, начало которой совмещено с его полюсом, оси которой направлены в соответствии с задачами управления его движением;Object coordinate system - a coordinate system associated with an object, the origin of which is aligned with its pole, whose axes are directed in accordance with the tasks of controlling its movement;

Земная географическая система координат - связанная с Землей система координат, начало которой находится на поверхности Земли (в частности, совпадает с точкой начала движения объекта), первая ось направлена на Восток, вторая - на Север, третья - в зенит;The Earth’s geographical coordinate system is the coordinate system connected with the Earth, the origin of which is on the Earth’s surface (in particular, it coincides with the point where the object begins to move), the first axis is directed to the East, the second to the North, the third to the zenith;

Земная геоцентрическая система координат - связанная с Землей система координат, начало которой помещено в центр сферической Земли, оси образуют правую тройку, при этом первая ось пересекает нулевой меридиан, третья ось направлена на Север (вдоль этой оси направлен вектор угловой скорости суточного вращения Земли);Earth's geocentric coordinate system - a coordinate system connected with the Earth whose origin is placed in the center of a spherical Earth, the axes form the right three, while the first axis intersects the zero meridian, the third axis is directed to the North (the angular velocity vector of the Earth’s daily rotation is directed along this axis);

Инерциальная система координат - связанная с абсолютно неподвижной в пространстве системой отсчета, оси которой образуют правую тройку и в начальный момент времени наблюдения за движением объекта параллельны осям земной геоцентрической системы координат;Inertial coordinate system - connected with a reference frame that is absolutely motionless in space, whose axes form the right three and at the initial moment of time the observations of the movement of the object are parallel to the axes of the earth's geocentric coordinate system;

Инерциальный датчик - электро-электронно-механическое устройство, выходные сигналы которого зависят от кинематических характеристик движения объекта и от конструктивных характеристик и принципов работы датчика, в заявляемом устройстве - это кориолисовый вибрационный гироскоп камертонного типа, подвес которого жестко связан с корпусом посредством двадцати датчиков сил, выходы которых подключены к встроенному компьютеру по беспроводной технологии передачи информации;An inertial sensor is an electro-electronic-mechanical device, the output signals of which depend on the kinematic characteristics of the object’s movement and on the design characteristics and principles of the sensor’s operation, in the inventive device it is a tuning-type Coriolis vibration gyroscope, the suspension of which is rigidly connected to the body by means of twenty force sensors, the outputs of which are connected to the built-in computer using wireless information transfer technology;

Встроенный компьютер - это вычислительное устройство, встроенное в инерциальный датчик или входящее в состав бортового компьютера, в котором хранится информация о структуре инерциального датчика и в который инсталлировано программное обеспечение для процедуры определения реакций опор подвеса кориолисова вибрационного гироскопа на основе обработки сигналов датчиков сил, то есть вход во встроенный компьютер - это сигналы датчиков сил, а его выход - три проекции вектора силы реакции подвеса и три проекции вектора момента в связанной с инерциальным датчиком системы координат;An embedded computer is a computing device built into an inertial sensor or included in the on-board computer, which stores information about the structure of the inertial sensor and in which software is installed for the procedure for determining the reaction of the suspension supports of a Coriolis vibration gyroscope based on the processing of force sensor signals, i.e. the input to the built-in computer is the signals of the force sensors, and its output is three projections of the suspension reaction force vector and three projections of the moment vector in rtsialnym sensor coordinate system;

Первичная информация - это совокупность сигналов датчиков сил, установленных в опорный узел подвеса кориолисова вибрационного гироскопа камертонного типа; на основе этой информации вычисляются три проекции вектора силы реакции подвеса и три проекции вектора момента реакции подвеса;Primary information is a set of signals from force sensors installed in the support node of the suspension of a Coriolis vibration gyro of a tuning fork type; based on this information, three projections of the suspension reaction force vector and three projections of the suspension reaction moment vector are calculated;

Инерциальная информация - это совокупность тридцати переменных, вычисляемых на основе первичной информации пяти инерциальных датчиков, каждый из которых построен на кориолисовом вибрационном гироскопе камертонного типа с датчиками силы, установленным в опорный узел его подвеса; указанные тридцать переменных инерциальной информации - это: три проекции вектора абсолютной угловой скорости объекта, три проекции абсолютного углового ускорения объекта, три проекции вектора кажущегося ускорения полюса объекта, три проекции вектора скорости полюса объекта, девять произведений проекций вектора абсолютной угловой скорости объекта друг на друга и девять произведений проекций вектора абсолютной угловой скорости объекта на проекции вектора скорости полюса объекта; все указанные проекции - на оси объектной системы координат, определение переменных инерциальной информации сводится к решению системы линейных алгебраических уравнении тридцатого порядка;Inertial information is a set of thirty variables calculated on the basis of the primary information of five inertial sensors, each of which is built on a Coriolis vibration gyroscope of a tuning fork type with force sensors installed in the support unit of its suspension; these thirty variables of inertial information are: three projections of the object’s absolute angular velocity vector, three projections of the object’s absolute angular acceleration, three projections of the object’s apparent acceleration vector pole, three projections of the object’s pole velocity vector, nine products of the projections of the object’s absolute angular velocity vector onto each other and nine products of projections of the vector of the absolute angular velocity of the object on the projection of the velocity vector of the pole of the object; all these projections are on the axis of the object coordinate system, the determination of variables of inertial information is reduced to solving a system of linear algebraic equations of the thirtieth order;

Навигационная информация - переменные, на основе которых осуществляется управление движением объекта, в заявляемом устройстве - это пятнадцать переменных: переменные ориентации объекта от базовой (например, земной географической системой координат) к объектной системе координат (это, например, девять направляющих косинусов), три проекции вектора скорости полюса объекта и три проекции радиуса-вектора полюса объекта (то есть три координаты объекта) в базовой системе координат;Navigation information — the variables on the basis of which the movement of the object is controlled, in the inventive device — these are fifteen variables: the orientation of the object from the base (for example, terrestrial geographical coordinate system) to the object coordinate system (for example, nine direction cosines), three projections velocity vector of the object’s pole and three projections of the radius-vector of the object’s pole (that is, three coordinates of the object) in the base coordinate system;

Функция управления движением объекта - в заявляемом устройстве это сумма средневзвешенных модулей разностей определяемых бесплатформенной инерциальной навигационной системой переменных навигационной информации и соответствующих функций времени, задающих требуемые программные движения объекта, то есть функция управления движением объекта представляет собой рассогласование реальных и программных движений объекта, которое система управления его движением должна сводить к нулю в каждый текущий момент времени;The function of controlling the movement of an object - in the inventive device, this is the sum of the weighted average difference modules determined by the strapdown inertial navigation system of the variables of navigation information and the corresponding time functions that specify the required programmed movements of the object, that is, the function of controlling the movement of the object is a mismatch of real and programmed movements of the object, which the control system its motion should vanish at every current point in time;

Блок инерциальной информации - устройство, состоящее из пяти инерциальных датчиков, каждый из которых построен на кориолисовом вибрационном гироскопе камертонного типа, по два инерциальных датчика установлены вдоль двух взаимно перпендикулярных осей объектной системы координат и один - вдоль третьей оси этой системы координат, выходы инерциальных датчиков подключены ко входу локального компьютера по беспроводной технологии передачи информации, в котором инсталлировано программное обеспечение для процедуры определения переменных инерциальной информации на основе первичной информации;Inertial information block is a device consisting of five inertial sensors, each of which is built on a Coriolis vibratory tuning fork gyroscope, two inertial sensors are installed along two mutually perpendicular axes of the object coordinate system and one along the third axis of this coordinate system, the outputs of the inertial sensors are connected to the input of the local computer using wireless information transfer technology, in which the software for the procedure for determining variables and ertsialnoy information based on the primary information;

Локальный компьютер - вычислительное устройство, встроенное в блок инерциальной информации или входящее в состав бортового компьютера, в котором хранится информация о структуре блока инерциальных датчиков и в который инсталлировано программное обеспечение, входом в которое являются переменные первичной информации, проекции векторов инерциальной информации на измерительные оси датчиков, а выходом являются переменные проекции этих векторов на оси связанной с объектом системы координат.Local computer - a computing device built into the inertial information unit or included in the on-board computer, which stores information about the structure of the inertial sensor unit and into which software is installed, the input of which is the primary information variables, projections of the inertial information vectors onto the measuring axis of the sensors , and the output is the projection variables of these vectors on the axis of the coordinate system associated with the object.

Бортовой компьютер - вычислительное устройство, в котором хранится априорная информация о гравитационном поле (Земли), базовом вращении (вращении Земли) и начальных условиях об ориентации, движении и положении объекта, входом которого являются переменные инерциальной информации, а выходом - переменные навигационной информации и в который инсталлировано программное обеспечение для процедуры функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы, то есть определения переменных навигационной информации на основе переменных инерциальной и априорной информации;On-board computer - a computing device that stores a priori information about the gravitational field (of the Earth), the basic rotation (rotation of the Earth) and the initial conditions about the orientation, movement and position of the object, the input of which are variables of inertial information, and the output is the variables of navigation information and which software is installed for the operation of the strapdown inertial navigation system, that is, the definition of variables of navigation information based on changes inertial and a priori information;

Бесплатформенная инерциальная навигационная система - электро-электронно-механическое устройство, состоящее из блока инерциальной информации, подключенного к бортовому компьютеру, выходом которого являются переменные навигационной информации и функция управления движением объекта, поступающие на вход системы управления движением объекта:A strapdown inertial navigation system is an electro-electronic-mechanical device consisting of an inertial information unit connected to an on-board computer, the output of which is navigation information variables and an object’s motion control function, which are input to the object’s motion control system:

Функционирование бесплатформенной инерциальной навигационной системы -процесс получения навигационной информации об ориентации объекта в системе координат, в которой решается задача навигации и управления им (например, направляющих косинусах от земной системы координат к системе координат подвижного объекта), движении объекта (проекций вектора скорости полюса подвижного объекта в земной системе координат), положении объекта (проекций радиуса-вектора полюса объекта в земной системе координат) и функции управления движением объекта на основе обработки первичной информации с привлечением априорной информации о гравитационном поле Земли, вращении Земли и начальных ориентации, движении и положении объекта относительно Земли;The operation of a strapdown inertial navigation system is the process of obtaining navigation information about the orientation of an object in a coordinate system, in which the problem of navigation and its control (for example, directing cosines from the earth coordinate system to the coordinate system of a moving object) is solved, and the object moves (projections of the velocity vector of the pole of a moving object in the earth's coordinate system), the position of the object (projections of the radius-vector of the pole of the object in the earth's coordinate system) and the function of controlling the movement of the object n and based on the processing of primary information with the use of a priori information about the Earth’s gravitational field, the Earth’s rotation and the initial orientation, movement and position of the object relative to the Earth;

Идентификация параметров инерциального датчика - процедура определения реальных конструктивных параметров инерциального датчика, основанная на его стендовых испытаниях, физически моделирующих поступательные и угловые движения объекта с обработкой получаемой при этих испытаниях первичной информации с последующим вычислением параметров инерциального датчика; для этой процедуры требуется разработка соответствующего программного обеспечения;Identification of inertial sensor parameters - a procedure for determining the real structural parameters of an inertial sensor based on its bench tests, physically modeling the translational and angular movements of the object with processing of the primary information obtained during these tests, followed by calculation of the parameters of the inertial sensor; this procedure requires the development of appropriate software;

Массогеометрические характеристики инерциального датчика - совокупность геометрических параметров инерциального датчика, четырех вибрирующих точечных масс, массы подвеса, компонент тензора инерции подвеса и координат центра масс подвеса в связанной с датчиком системе координат.Mass-geometrical characteristics of the inertial sensor - a set of geometric parameters of the inertial sensor, four vibrating point masses, suspension mass, components of the suspension inertia tensor and coordinates of the suspension center of mass in the coordinate system associated with the sensor.

Уровень техникиState of the art

Известна бесплатформенная инерциальная навигационная система, построенная на трех взаимно ортогональных датчиках угловой скорости и трех взаимно ортогональных акселерометрах, выходы которых подключены к бортовому компьютеру, в котором вычисляются переменные навигационной информации и функция управления движением объекта [2, 3, 4].Known strapdown inertial navigation system built on three mutually orthogonal angular velocity sensors and three mutually orthogonal accelerometers, the outputs of which are connected to the on-board computer, in which the variables of navigation information and the function of controlling the movement of the object are calculated [2, 3, 4].

Недостатком этого устройства является невозможность его использования для навигационных измерений в составе инерциального навигационного комплекса для высокоскоростного маневренного объекта [1].The disadvantage of this device is the inability to use it for navigation measurements as part of an inertial navigation complex for a high-speed maneuverable object [1].

Известен способ построения инерциальной навигационной системы [5], заключающийся в установке на объекте бесплатформенной инерциальной навигационной системы, состоящей из блока инерциальной информации, в состав которого входят один датчик углового движения (например, датчик угловой скорости) и один датчик поступательного движения (например, акселерометр), блок инерциальной информации жестко закреплен на оси, приводящейся во вращение двигателем и снабженной тахометром для измерения ее угловой скорости относительно объекта, во время движения объекта измеряют сигналы указанных датчиков в окрестностях координатных осей связанной с объектом системы координат и далее обрабатывают их с привлечением необходимой априорной информации для получения переменных навигационной информации. Известны также и усовершенствования [6, 7, 8] этого способа путем установки датчиков сил на оси вращения и соответствующей обработки измерительной информации. В изобретениях [5, 6, 7, 8] по способам построения инерциальных навигационных систем зафиксирована идея уменьшения количества инерциальных датчиков в системе путем принудительного вращения акселерометра Относительно стабилизированной платформы или принудительного вращения относительно объекта двух датчиков, один из которых - акселерометр, второй - датчик угловой скорости. Если в дополнение к этим способам установить на оси вращения датчики сил, то измеряемая ими информация и ее обработка позволит получить избыточную инерциальную информацию с целью использования ее для повышения точности навигационной информации. Область применения таких систем ограничена объектами с медленно-меняющимися или с программно-меняющимися кинематическими характеристиками, то есть такие системы невозможно использовать для навигационных измерений в составе инерциального навигационного комплекса для высокоскоростного маневренного объекта [1].A known method of constructing an inertial navigation system [5], which consists in installing on-site inertial inertial navigation system consisting of an inertial information unit, which includes one angular motion sensor (for example, an angular velocity sensor) and one translational motion sensor (for example, an accelerometer ), the inertial information unit is rigidly fixed to the axis, driven by the engine and equipped with a tachometer to measure its angular velocity relative to the object, while The object’s measurements measure the signals of these sensors in the vicinity of the coordinate axes of the coordinate system associated with the object and then process them using the necessary a priori information to obtain navigation information variables. Improvements [6, 7, 8] of this method are also known by installing force sensors on the axis of rotation and the corresponding processing of measurement information. In the inventions [5, 6, 7, 8] on the methods for constructing inertial navigation systems, the idea of reducing the number of inertial sensors in the system by forcing the accelerometer to rotate relatively to the stabilized platform or to rotate two sensors relative to the object, one of which is the accelerometer, the second is the angle sensor speed. If, in addition to these methods, force sensors are installed on the axis of rotation, then the information they measure and its processing will make it possible to obtain excessive inertial information in order to use it to increase the accuracy of navigation information. The scope of such systems is limited to objects with slowly varying or with program-changing kinematic characteristics, that is, such systems cannot be used for navigation measurements as part of an inertial navigation complex for a high-speed maneuverable object [1].

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачей заявляемого устройства является обеспечение функциональных и точных навигационных измерений для высокоскоростного маневренного объекта [1].The task of the claimed device is to provide functional and accurate navigation measurements for a high-speed maneuverable object [1].

Решение поставленной задачи основано на следующих идеях: 1) использование нескольких однотипных инерциальных датчиков для построения блока инерциальной информации; 2) использование в качестве основного элемента инерциального датчика кориолисова вибрационного гироскопа камертонного типа [9], признанного в научных кругах [11] самым перспективным на современном уровне развития гироскопических и инерциальных технологий чувствительным элементом бесплатформенных инерциальных навигационных систем для высокоскоростных маневренных объектов по следующим обстоятельствам: а) чувствительный элемент изготовлен из кварца - материала, являющегося эталоном стабильности, поэтому будут стабильными и параметры гироскопа; б) необходимое для функционирования колебание оболочки в пределах упругих деформаций не связано ни с износом, ни с деградацией материала, поэтому практически не ограничивает долговечности прибора; в) диапазон измеряемых угловых скоростей и линейных ускорений практически неограничен; г) прибор миниатюрен, стоек к механическим и температурным воздействиям, недорогой в серийном производстве; 3) установка в опорный узел подвеса кориолисова вибрационного гироскопа камертонного типа датчиков сил [12, 13] таким образом, чтобы на основе их сигналов можно было определить реакции опоры подвеса; 4) идентификация параметров каждого инерциального датчика в блоке инерциальной информации и использование величин этих параметров при вычислении переменных инерциальной информации в течение всего интервала времени навигационных измерений.The solution to this problem is based on the following ideas: 1) the use of several of the same type of inertial sensors to build a block of inertial information; 2) the use of a tuning fork type [9] recognized as the most promising at the current level of development of gyroscopic and inertial technologies as a sensitive element of strapdown inertial navigation systems for high-speed maneuvering objects as the main element of the inertial sensor of the Coriolis vibration gyroscope of the following circumstances: a ) the sensitive element is made of quartz - a material that is the standard of stability, therefore the parameters will be stable iroskopa; b) the vibration of the shell necessary for functioning within elastic deformations is not associated with either wear or degradation of the material, and therefore practically does not limit the durability of the device; c) the range of measured angular velocities and linear accelerations is practically unlimited; d) the device is miniature, resistant to mechanical and thermal influences, inexpensive in serial production; 3) installation of a tuning fork type force sensors [12, 13] in the support node of the Coriolis vibration gyroscope in such a way that, based on their signals, it is possible to determine the reactions of the suspension support; 4) identification of the parameters of each inertial sensor in the inertial information unit and the use of the values of these parameters in the calculation of inertial information variables during the entire time interval of navigation measurements.

Поставленная задача решается тем, что бесплатформенная инерциальная навигационная система состоит из пяти инерциальных датчиков, каждый из которых построен на кориолисовом вибрационном гироскопе камертонного типа [9], каждый из которых, в свою очередь, представляет собой механическую систему, состоящую из четырех точечных масс, перемещающихся в направляющих, установленных во взаимно перпендикулярных направлениях в одной плоскости, перпендикулярно которой установлена ось подвеса, закрепленная в опорный узел, снабженный четырьмя взаимно перпендикулярными стержнями, жестко закрепленными первыми концами на оси подвеса и перпендикулярными этой оси, на втором конце каждого стержня установлено по пять датчиков сил, один из которых установлен вдоль стержня, остальные четыре - взаимно перпендикулярно и перпендикулярно стержню, а на каждую точечную массу действует сила от установленного около направляющей этой точечной массы вибратора, приводящего эту точечную массу в возвратно-поступательное движение по гармоническому закону во времени с заданными амплитудой и частотой. На основе измеряемых сигналов датчиков сил далее последовательно: 1) во встроенном компьютере вычисляют шесть реакций опоры подвеса для каждого инерциального датчика, 2) в локальном компьютере вычисляют тридцать переменных инерциальной информации, 3) в бортовом компьютере вычисляют пятнадцать переменных навигационной информации с привлечением априорной информации об угловой скорости Земли, ее гравитационном поле и начальных условиях о движении объекта, а затем вычисляют функцию управления движением объекта с привлечение априорной информации о программных законах движения объекта во времени. Подача сигналов датчиков сил в локальный компьютер осуществляется по беспроводной технологии передачи информации [14].The problem is solved in that the strapdown inertial navigation system consists of five inertial sensors, each of which is built on a Coriolis vibration gyroscope of a tuning fork type [9], each of which, in turn, is a mechanical system consisting of four point masses moving in rails installed in mutually perpendicular directions in one plane, perpendicular to which the suspension axis is mounted, fixed in a support unit provided with four but perpendicular rods rigidly fixed by the first ends to the suspension axis and perpendicular to this axis, five force sensors are installed on the second end of each rod, one of which is installed along the rod, the other four are mutually perpendicular and perpendicular to the rod, and the force acts on each point mass from a vibrator installed near the guide of this point mass, which brings this point mass into reciprocating motion in accordance with the harmonic law in time with the given amplitude and frequency. Based on the measured signals of the force sensors, then sequentially: 1) six reactions of the suspension support for each inertial sensor are calculated in the built-in computer, 2) thirty variables of inertial information are calculated in the local computer, 3) fifteen variables of navigation information are calculated in the on-board computer using a priori information about the angular velocity of the Earth, its gravitational field and the initial conditions about the movement of the object, and then calculate the function of controlling the movement of the object with the involvement of a priori deformations of the software on the laws of motion of the object in time. The signals of the force sensors are supplied to the local computer using the wireless technology for transmitting information [14].

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

На фиг. 1 показана схема инерциального датчика, построенного на основе кориолисова вибрационного гироскопа камертонного типа, являющегося одним из нескольких (не менее пяти) инерциальных датчиков, входящих в состав бесплатформенной инерциальной навигационной системы. С инерциальным датчиком связана система координат OxX1X2X3, ось Х3 которой направлена перпендикулярно плоскости, в которой расположены четыре точечных массы 1, 2, 3, 4, из которых массы 1, 3 расположены на оси Х1, а массы 2, 4 расположены на оси Х2. Каждая из масс совершает устойчивые гармонические колебания в направлении соответствующей координатной оси, возбуждаемые вибратором (на фиг. 1 не показанном), установленном около массы на конце соответствующей вилки подвеса 5. Указанные возбуждаемые гармонические колебания каждой из точечных масс динамически синтезированы по критерию устойчивости с помощью демпфирующих и упругих сил, реализуемых вибратором таким образом, что каждая из точечных масс колеблется с заданными постоянными амплитудой и частотой, при этом, согласно принципу действия кориолисова вибрационного гироскопа, массы 1, 3 и массы 2, 4 колеблются в противофазах по отношению друг к другу. Вилки подвеса 5 составляют единое целое с осью подвеса, которая жестко закреплена в с объектом корпусе (показанном на фиг. 1 штриховкой) с помощью опорного узла 6. На оси подвеса и ей перпендикулярно и взаимно перпендикулярно, то есть параллельно координатным осям X1, Х2 жестко закреплены своими первыми концами четыре стержня 7, на втором конце каждого стержня смонтированы по пять датчиков сил 8, четыре из которых перпендикулярны стержню, взаимно перпендикулярны и направлены параллельно соответствующим координатным осям, а пяты датчик силы установлен вдоль стержня. Датчик силы представляет собой работающий на сжатие пьезоэлектрический элемент [11], сигнал которого пропорционален действующей на него силы сжатия. Следует отметить, что каждый датчик силы предварительно поджимают и выставляют на нуль его сигал в этом предварительно поджатом состоянии из того условия, что при уменьшении силы сжатия у него появляется сигнал, соответствующий силе противоположного направления по отношению к силе, обеспечивающей его предварительное поджатие. Указанное предварительное поджатие каждого датчика силы рассчитано таким образом, что эти датчики способны измерять весь диапазон сил, обусловленных движением объекта, для которого предназначена бесплатформенная инерциальная навигационная система. Каждый датчик силы подключен к встроенному компьютеру 9, в котором на основе сигналов двадцати датчиков сил (первичной информации) вычисляют реакции опоры подвеса: три проекции Ni вектора силы и три проекции Mi вектора момента относительно точки Ох на оси Xi, i=1, 2, 3.In FIG. 1 shows a diagram of an inertial sensor built on the basis of a Coriolis vibration gyro tuning fork type, which is one of several (at least five) inertial sensors included in the strapdown inertial navigation system. The coordinate system O x X 1 X 2 X 3 is connected with the inertial sensor, the X 3 axis of which is directed perpendicular to the plane in which four point masses 1, 2, 3, 4 are located, of which the masses 1, 3 are located on the X 1 axis, and masses 2, 4 are located on the x-axis 2 . Each of the masses performs stable harmonic vibrations in the direction of the corresponding coordinate axis, excited by a vibrator (not shown in Fig. 1) installed near the mass at the end of the corresponding suspension fork 5. These excited harmonic vibrations of each of the point masses are dynamically synthesized according to the stability criterion using damping and elastic forces realized by the vibrator in such a way that each of the point masses oscillates with given constant amplitude and frequency, while, according to the principle Procedure Coriolis vibratory gyro, mass 1, 3 and 2 mass, 4 vibrate in antiphase with respect to each other. The forks of the suspension 5 are integral with the axis of the suspension, which is rigidly fixed in with the object of the housing (shown by hatching in Fig. 1) using the support node 6. On the suspension axis and to it are perpendicular and mutually perpendicular, that is, parallel to the coordinate axes X 1 , X 2 four rods 7 are rigidly fixed with their first ends, five force sensors 8 are mounted on the second end of each rod, four of which are perpendicular to the rod, mutually perpendicular and directed parallel to the corresponding coordinate axes, and the heels have a force sensor set along the shaft. The force sensor is a compression piezoelectric element [11], the signal of which is proportional to the compression force acting on it. It should be noted that each force sensor is pre-energized and its signal is set to zero in this pre-energized state, provided that when the compression force decreases, a signal appears corresponding to the opposite direction force with respect to the force providing its preliminary preload. The indicated preliminary preload of each force sensor is designed so that these sensors are capable of measuring the entire range of forces caused by the movement of the object for which the strapdown inertial navigation system is intended. Each force sensor is connected to an embedded computer 9, in which, based on the signals of twenty force sensors (primary information), the reactions of the suspension support are calculated: three projections N i of the force vector and three projections M i of the moment vector relative to the point O x on the axis X i , i = 1, 2, 3.

На фиг. 2 изображена схема блока инерциальной информации 10, построенного на пяти инерциальных датчиках 11 указанного выше типа, подключенных к локальному компьютеру 12. Показанный пунктиром датчик является избыточным и далее его информация не используется при выполнении математического описания блока инерциальной информации. С корпусом блока инерциальной информации связана объектная система координат OyY1Y2Y3, по осям Y1, Y2 которой установлены по два инерциальных датчика, по оси Y3 - один инерциальный датчик (пунктиром показан датчик, который может быть избыточным). Выходная информация встроенных компьютеров каждого инерциального датчика подана на вход локального компьютера 12, выходная информация которого - это тридцать переменных xi, i=1, … 30 инерциальной информации и в котором осуществляются вычисления этих переменных на основе вычисленных во встроенных компьютерах пяти инерциальных датчиков реакций опор их подвесов: это величины: Nq k, Mq k, q=1, … 5; k=1, 2, 3.In FIG. 2 shows a diagram of an inertial information block 10 built on five inertial sensors 11 of the above type connected to a local computer 12. The sensor shown by the dotted line is redundant and its information is not used further when performing a mathematical description of the inertial information block. An object coordinate system O y Y 1 Y 2 Y 3 is connected with the body of the inertial information block, along the Y 1 , Y 2 axes two inertial sensors are installed, along the Y 3 axis there is one inertial sensor (the dotted line shows the sensor, which may be redundant) . The output information of the built-in computers of each inertial sensor is fed to the input of the local computer 12, the output of which is thirty variables x i , i = 1, ... 30 of inertial information and in which these variables are calculated based on the five inertial reaction sensors of the supports calculated in the built-in computers their suspensions: these are the quantities: N q k , M q k , q = 1, ... 5; k = 1, 2, 3.

На фиг. 3. изображена бесплатформенная инерциальная навигационная система 13, состоящая из блока инерциальной информации 10, бортового компьютера 14 и блока 15 вычисления функции управления движением объекта 16, движущегося относительно Земли 17. Выходной информацией блока инерциальной информации 10 являются переменные xi, i=1, … 30 инерциальной информации, поступающие из локального компьютера 12 на вход бортового компьютера 14, в котором хранится априорная информация о вращении Земли, ее гравитационном поле и начальных условиях движения объекта. Выходная информация бортового компьютера 14 - это вычисляемые в каждый текущий момент времени движения объекта пятнадцать переменных навигационной информации: девять направляющих косинусов Cij, Ij=1, 2, 3 от земной географической к к объектной системе координат, три проекции Vi, i=1, 2, 3 вектора скорости полюса объекта и три проекции Ri, i=1, 2, 3 радиуса-вектора полюса объекта в земной географической системе координат. Указанные переменные навигационной информации поступают на вход блока 15 вычисления функции F управления движением объекта, которая далее подается в систему управления его движением относительно Земли.In FIG. 3. depicts a strapdown inertial navigation system 13, consisting of an inertial information block 10, an on-board computer 14 and a block 15 for calculating the motion control function of an object 16 moving relative to the Earth 17. The output information of the inertial information block 10 is the variables x i , i = 1, ... 30 inertial information coming from the local computer 12 to the input of the on-board computer 14, which stores a priori information about the Earth's rotation, its gravitational field and the initial conditions of the object’s movement. The output information of the on-board computer 14 is fifteen variables of navigation information calculated at each current time of the object’s movement: nine direction cosines C ij , Ij = 1, 2, 3 from the Earth’s geographic to the object coordinate system, three projections V i , i = 1 , 2, 3 of the velocity vector of the pole of the object and three projections R i , i = 1, 2, 3 of the radius vector of the pole of the object in the earth's geographical coordinate system. The indicated variables of the navigation information are input to the block 15 for calculating the function F of controlling the movement of the object, which is then fed to the control system for its movement relative to the Earth.

На фиг. 4 представлена схема опорного узла 6 с наименованием каждого из двадцати датчиков сил, математическое описание обработки информации каждого из которых приведено далее в тексте описания.In FIG. 4 is a diagram of the reference node 6 with the name of each of the twenty force sensors, a mathematical description of the processing of information of each of which is given later in the description text.

На фиг. 5 изображена блок-схема алгоритма функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы, краткое математическое описание которого приведено далее.In FIG. 5 shows a block diagram of an algorithm for the operation of a strapdown inertial navigation system, a brief mathematical description of which is given below.

На фиг. 6 изображена блок-схема имитационной модели функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы, краткое математическое описание которого приведено далее.In FIG. 6 shows a block diagram of a simulation model of the operation of a strapdown inertial navigation system, a brief mathematical description of which is given below.

Устройство работает следующим образомThe device operates as follows

Для пояснения работы заявляемого изобретения необходимо привести краткое пояснение математических описаний функционирования инерциального датчика, бока инерциальной информации и бесплатформенной инерциальной навигационной системы.To explain the operation of the claimed invention, it is necessary to provide a brief explanation of the mathematical descriptions of the functioning of the inertial sensor, side of inertial information and strapdown inertial navigation system.

Рассмотрим инерциальный датчик (фиг. 1) как механическую систему, состоящую из четырех точечных масс 1, 2, 3, 4, установленных в направляющие подвеса 5 вдоль координатных осей X1, X2 и движущихся по этим направляющим под действием сил, возбуждаемых вибраторами, и подвеса 5, закрепленного в корпусе (показанного на фиг. 1 штриховкой), связанного с объектом, движущимся в пространстве произвольным образом. Применяя к указанной механической системе теорему об изменении главного вектора количеств движения и теорему об изменении главного момента количеств движения относительно точки Ох, составляем шесть скалярных уравнений:Consider the inertial sensor (Fig. 1) as a mechanical system consisting of four point masses 1, 2, 3, 4, installed in the suspension guides 5 along the coordinate axes X 1 , X 2 and moving along these guides under the action of forces excited by vibrators, and a suspension 5 fixed in the housing (shown in Fig. 1 by hatching) associated with an object moving in space arbitrarily. Applying to the indicated mechanical system a theorem on a change in the principal vector of momentum and a theorem on a change in the principal moment of momentum with respect to point O x , we compose six scalar equations:

Figure 00000001
Figure 00000001

где Ωj, εj, Wj, Vj - проекции на оси объектной системы координат соответственно векторов абсолютной угловой скорости, абсолютного углового ускорения, кажущегося ускорения полюса объекта, скорости полюса объекта;

Figure 00000002
- коэффициенты, зависящие от массогеометрических характеристик инерциального датчика и законов движения во времени точечных масс. Авторами получены формулы для этих коэффициентов от указанных параметров инерциального датчика и законов движения точечных масс и могут быть представлены эксперту по его требованию. Правые части уравнений (1) имеют выражения:where Ω j , ε j , W j , V j are the projections on the axis of the object coordinate system, respectively, the vectors of absolute angular velocity, absolute angular acceleration, apparent acceleration of the pole of the object, speed of the pole of the object;
Figure 00000002
- coefficients depending on the mass-geometric characteristics of the inertial sensor and the laws of time motion of point masses. The authors obtained formulas for these coefficients from the indicated parameters of the inertial sensor and the laws of motion of the point masses and can be presented to the expert upon his request. The right sides of equations (1) have the expressions:

Figure 00000003
Figure 00000003

где Fi - силы, действующие на точечные массы для динамического синтеза с целью создания устойчивых вынужденных гармонических колебаний этих масс заданных амплитуд и частот; Ni - силы реакций опоры подвеса; Mi - моменты сил реакций опоры подвеса, i=1, 2, 3; h - расстояние от плоскости расположения точечных масс до точки OD опорного узла (фиг. 1). Обозначая символом rij величину (в размерности силы, то есть с учетом соответствующих коэффициентов пропорциональности) сигнала датчика силы Sij (фиг. 4), записываем зависимости указанных реакций опоры подвеса от сигналов датчиков сил:where F i are the forces acting on point masses for dynamic synthesis in order to create stable forced harmonic oscillations of these masses of given amplitudes and frequencies; N i - reaction forces of the suspension support; M i - moments of reaction forces of the suspension support, i = 1, 2, 3; h is the distance from the plane of the location of the point masses to the point O D of the reference node (Fig. 1). Denoting by the symbol r ij the value (in the dimension of force, that is, taking into account the corresponding proportionality coefficients) of the signal of the force sensor S ij (Fig. 4), we write down the dependences of the indicated reactions of the suspension support on the signals of the force sensors:

Figure 00000004
Figure 00000004

где Li - расстояние от точки OD до точки Di установки датчиков сил, i=1, 2, 3, 4 (фиг. 4). Параметры инерциального датчика и его установки на объекте, от которых зависят коэффициенты уравнений (1):where L i is the distance from the point O D to the point D i of the installation of force sensors, i = 1, 2, 3, 4 (Fig. 4). The parameters of the inertial sensor and its installation on the object, on which the coefficients of equations (1) depend:

h - расстояние от плоскости расположения точечных масс до точки OD опоры подвеса (фиг. 1);h is the distance from the plane of location of the point masses to the point O D of the suspension support (Fig. 1);

mi - величина точечной массы номер i, i=1, 2, 3, 4;m i is the value of the point mass number i, i = 1, 2, 3, 4;

bi - расстояние от оси Х3 до начального положения точечной массы номер i;b i is the distance from the axis X 3 to the initial position of the point mass number i;

m5 - масса подвеса;m 5 is the mass of the suspension;

Figure 00000005
-компоненты тензора инерции подвеса в системе координат OxX1X2X3;
Figure 00000005
- components of the suspension inertia tensor in the coordinate system O x X 1 X 2 X 3 ;

Pj - проекции радиуса-вектора центра масс подвеса в системе координат OxX1X2X3;P j - the projection of the radius vector of the center of mass of the suspension in the coordinate system O x X 1 X 2 X 3 ;

αi - амплитуда вынужденных колебаний точечной массы номер i;α i - the amplitude of the forced oscillations of the point mass number i;

ωi - частота вынужденных колебаний точечной массы номер i;ω i is the frequency of forced oscillations of the point mass number i;

ψi - фаза вынужденных колебаний точечной массы номер i;ψ i is the phase of forced oscillations of the point mass number i;

χi=αisin(ωit+ψi) - закон гармонических колебаний точечной массы номер i относительно начального положения в направляющей, определяемого параметром bi;χ i = α i sin (ω i t + ψ i ) is the law of harmonic oscillations of the point mass number i relative to the initial position in the guide, determined by the parameter b i ;

L0 j - проекции радиуса-вектора начала Ох системы координат OxX1X2X3 на оси объектной системы координат, j=1, 2, 3;L 0 j - projection of the radius vector of the origin O x coordinate system O x X 1 X 2 X 3 on the axis of the object coordinate system, j = 1, 2, 3;

βi - углы установки инерциального датчика относительно объектной системы координат, i=1, 2, 3.β i - installation angles of the inertial sensor relative to the object coordinate system, i = 1, 2, 3.

Следует отметить, что все вышеперечисленные параметры инерциального датчика должны быть настолько точно идентифицированы, насколько это позволяют существующие современные средства стендовых испытаний, соответствующих измерений и обработки информации, так как от точности идентификации параметров инерциальных датчиков будет зависеть точность вычисляемых величин реакций опор подвеса во встроенном компьютере, переменных инерциальной информации в локальном компьютере и переменных навигационной информации в бортовом компьютере. Заметим также, что разделение общего вычислительного устройства бесплатформенной инерциальной навигационной системы на встроенный, локальный и бортовой компьютер является условным с целью удобства пояснения сути вычислительных процедур, реализуемых соответственно в инерциальном датчике, блоке инерциальной информации и собственно в бесплатформенной инерциальной навигационной системе.It should be noted that all of the above parameters of the inertial sensor should be identified as accurately as existing modern means of bench testing, appropriate measurements and information processing allow, since the accuracy of the calculated parameters of the reactions of the suspension supports in the built-in computer will depend on the accuracy of identification of the parameters of the inertial sensors, inertial information variables in the local computer; and navigation information variables in the on-board computer. We also note that the separation of the general computing device of the strapdown inertial navigation system into an integrated, local and on-board computer is conditional for the purpose of convenience of explaining the essence of the computational procedures implemented respectively in the inertial sensor, inertial information unit, and actually in the strapdown inertial navigation system.

И еще одно существенное замечание. Уравнения (1) для рассматриваемого инерциального датчика получены при произвольных величинах его параметров и при произвольной его установке на произвольно движущийся в пространстве объект. Если принять величины параметров инерциального датчика не произвольными, а удовлетворяющими некоторым ограничениям, достигаемым специальными конструктивными разработками, а также установить его не произвольным, а частным образом на объект, который совершает не произвольное, а некоторое частное движение, то из уравнений (1) можно «удалить» некоторые слагаемые и иметь не тридцать переменных инерциальной информации, как это имеет место в общем случае, а меньше. В этом случае и построение блока инерциальной информации возможно на меньшем количестве инерциальных датчиков. Другими словами, можно специальными конструктивными разработками, реализованными в соответствии с критериями параметрического синтеза, обнулить коэффициенты при некоторых слагаемых в уравнениях (1) и превратить рассматриваемый инерциальный датчик общего вида в инерциальный датчик специального вида, например, в датчик угловой скорости, датчик углового ускорения, датчик кажущегося ускорения. Но следует иметь в виду, что указанные конструктивные разработки необходимо реализовывать с предельно высокой точностью, которая возможна при современной технологической культуре производства. Поэтому возникает альтернатива: точно идентифицировать реальные параметры инерциального датчика и пользоваться общими уравнениями (1) для получения в конечном итоге переменных навигационной информации или превратить инерциальный датчик общего вида в инерциальный датчик специального вида путем специальных конструктивных разработок с использованием точной технологии реализации этих разработок. В заявляемом изобретении использован первый вариант, хотя второй вариант после выполнения необходимых теоретических исследований также имеет право на существование.And one more significant remark. Equations (1) for the inertial sensor under consideration were obtained for arbitrary values of its parameters and for its arbitrary installation on an object moving arbitrarily in space. If we take the values of the parameters of the inertial sensor not arbitrary, but satisfying certain restrictions achieved by special design developments, and also installing it not arbitrarily, but in a particular way on an object that performs not arbitrary, but some particular movement, then from equations (1) we can remove ”some of the terms and have not thirty variables of inertial information, as is the case in the general case, but less. In this case, the construction of a block of inertial information is possible with fewer inertial sensors. In other words, it is possible to reset the coefficients for some terms in equations (1) by special constructive designs implemented in accordance with the parametric synthesis criteria and turn the general inertial sensor under consideration into a special type inertial sensor, for example, into an angular velocity sensor, an angular acceleration sensor, apparent acceleration sensor. But it should be borne in mind that these design developments must be implemented with extremely high accuracy, which is possible with a modern technological culture of production. Therefore, an alternative arises: to accurately identify the real parameters of the inertial sensor and use the general equations (1) to ultimately obtain navigation information variables or turn the general inertial sensor into a special type inertial sensor using special design developments using the exact technology for implementing these developments. In the claimed invention used the first option, although the second option after performing the necessary theoretical research also has the right to exist.

Согласно схеме блока инерциальной информации (фиг. 2), в его состав входят пять инерциальных датчиков, математическое описание каждого из которых представлено шестью уравнениями (1), в каждое из которых в общем случае при произвольных величинах параметров инерциальных датчиков входит по тридцать переменных инерциальной информации вида:According to the scheme of the inertial information block (Fig. 2), it consists of five inertial sensors, the mathematical description of each of which is represented by six equations (1), each of which in the general case for arbitrary values of the parameters of inertial sensors includes thirty variables of inertial information type:

Figure 00000006
Figure 00000006

Заметим, что переменные Ωi, Wi i=1, 2, 3 инерциальной информации из перечисленных в (4) являются основными, а остальные - избыточными, которые следует использовать для проверки правильности вычислений основных, например, путем проверки выполнения тождеств:Note that the variables Ω i , W i i = 1, 2, 3 of the inertial information from those listed in (4) are the main ones, and the rest are redundant, which should be used to verify the correctness of the basic calculations, for example, by checking the identity:

Figure 00000007
Figure 00000007

то есть повышения надежности определения указанных переменных, а значит и повышение надежности определения переменных навигационной информации и функции управления движением объекта. Следует отметить, что в общем случае инерциальные датчики, входящие в состав блока инерциальной информации, должны иметь неодинаковые параметры, перечисленные выше, для того, чтобы решения системы линейных алгебраических уравнений относительно переменных инерциальной информации:that is, increasing the reliability of determining these variables, and therefore increasing the reliability of determining variables of navigation information and the function of controlling the movement of an object. It should be noted that in the general case, the inertial sensors included in the inertial information block must have the unequal parameters listed above in order to solve the system of linear algebraic equations with respect to the variables of inertial information:

Figure 00000008
Figure 00000008

существовали и были единственными, где a ij - коэффициенты, зависящие от времени в силу наличия заданных законов движения во времени точечных масс и от конструктивных параметров пяти инерциальных датчиков, Bi - правые части, зависящие от величин реакций (3), определенных на основе измеряемых сигналов датчиков сил пяти инерциальных датчиков. Решая систему линейных алгебраических уравнений (6) в локальном компьютере блока инерциальной информации (фиг. 2), получаем величины переменных инерциальной информации (4), из которых переменные Ωi, Wi, i=1, 2, 3 являются основными и необходимыми для реализации алгоритма функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы, а остальные переменные инерциальной информации из перечня (4) являются избыточными и должны быть использованы для проверки правильности определения основных переменных инерциальной информации, то есть должны быть использованы для повышения надежности получаемой инерциальной информации, а следовательно, и повышения надежности определения переменных навигационной информации и функции управления движением объекта.existed and were the only ones where a ij are time-dependent coefficients due to the presence of given laws of motion of point masses in time and on the design parameters of five inertial sensors, Bi are the right-hand sides depending on the reaction values (3) determined on the basis of the measured signals force sensors of five inertial sensors. Solving the system of linear algebraic equations (6) in the local computer of the inertial information block (Fig. 2), we obtain the values of the inertial information variables (4), of which the variables Ω i , W i , i = 1, 2, 3 are basic and necessary for the implementation of the algorithm for the operation of the strapdown inertial navigation system, and the remaining variables of inertial information from the list (4) are redundant and should be used to verify the correctness of the determination of the main variables of inertial information, i.e. lzhny be used to improve the reliability of the inertial information and hence improve the reliability determination variables navigation information and the object motion control function.

Согласно схеме бесплатформенной инерциальной навигационной системе (фиг. 3) в бортовом компьютере должен быть реализован алгоритм ее функционирования на основе вычисленных переменных инерциальной информации Ωi, Wi, i=1, 2, 3, математическое описание для которого представляет собой систему пятнадцати обыкновенных дифференциальных уравнений:According to the scheme of the strapdown inertial navigation system (Fig. 3), the on-board computer must implement an algorithm for its operation based on the calculated inertial information variables Ω i , W i , i = 1, 2, 3, the mathematical description of which is a system of fifteen ordinary differential equations:

Figure 00000009
Figure 00000009

Figure 00000010
Figure 00000010

Figure 00000011
Figure 00000011

и систему шести алгебраических уравнений, выражающих условия ортогональности и масштаба для направляющих косинусов от земной географической к объектной системе координат:and a system of six algebraic equations expressing the conditions of orthogonality and scale for the directing cosines from the earth's geographical to the object coordinate system:

Figure 00000012
Figure 00000012

где введены обозначения: Sijk - символ Леви-Чивита, Dij - символ Кронеккера, Ui, gi - проекции соответственно векторов угловой скорости Земли и гравитационного ускорения полюса объекта в земной географической системе координат; Ωi, Wi - проекции соответственно векторов абсолютной угловой скорости объекта и кажущегося ускорения полюса объекта в объектной системе координат, являющиеся основными переменными инерциальной информации; Cij - направляющие косинусы от земной географической системы координат к объектной системе координат; Vi, Ri - проекции соответственно векторов скорости полюса объекта и радиуса-вектора полюса объекта (то есть координат объекта) в земной географической системе координат; C0 ij, V0 i, R0 i - значения соответственно переменных Cij, Vi, Ri в начальный момент времени навигации объекта, то есть начальные условия движения объекта. Функция управления движением объекта может быть представлена в виде:where the notation is introduced: S ijk is the Levi-Civita symbol, D ij is the Kronecker symbol, U i , g i are the projections of the angular velocity of the Earth and the gravitational acceleration of the object’s pole in the geographic coordinate system, respectively; Ω i , W i - projections, respectively, of the vectors of the absolute angular velocity of the object and the apparent acceleration of the pole of the object in the object coordinate system, which are the main variables of inertial information; C ij - directional cosines from the terrestrial geographical coordinate system to the object coordinate system; V i , R i are the projections, respectively, of the velocity vectors of the pole of the object and the radius vector of the pole of the object (that is, the coordinates of the object) in the terrestrial geographical coordinate system; C 0 ij , V 0 i , R 0 i are the values of the variables C ij , V i , R i , respectively, at the initial time of navigation of the object, that is, the initial conditions for the movement of the object. The function of controlling the movement of an object can be represented as:

Figure 00000013
Figure 00000013

где C* ij, V* i, R* i - программные функции времени переменных навигационной информации, соответствующие переменным Cij, Vi, Ri, вычисленным в бортовом компьютере бесплатформенной инерциальной навигационной системы;

Figure 00000014
размерные весовые коэффициенты, определяемые зависимостями:where C * ij , V * i , R * i are the software time functions of the variables of navigation information corresponding to the variables C ij , V i , R i calculated in the on-board computer of the strapdown inertial navigation system;
Figure 00000014
dimensional weights determined by the dependencies:

Figure 00000015
Figure 00000015

где CB ij, VB i, RB i - наибольшие значения переменных Cij, Vi, Ri на интервале времени [t0; T] навигации объекта;

Figure 00000016
- безразмерные весовые коэффициенты, которыми выделяется значимость того или иного слагаемого в формуле (9), удовлетворяющие условию:where C B ij , V B i , R B i - the largest values of the variables C ij , V i , R i on the time interval [t 0 ; T] object navigation;
Figure 00000016
- dimensionless weights, which highlight the significance of a particular term in the formula (9), satisfying the condition:

Figure 00000017
Figure 00000017

Заметим, что функция (9) с учетом введенных весовых коэффициентов (10), (11) представляет собой относительную величину рассогласования между программными и определяемыми бесплатформенной инерциальной навигационной системой переменными навигационной информации в каждый текущий момент времени из интервала [t0; T]. Далее, аналогично тому, как это было сделано для тридцати переменных инерциальной информации, целесообразно ввести единые обозначения для пятнадцати переменных навигационной информации:Note that the function (9), taking into account the introduced weight coefficients (10), (11), represents the relative value of the mismatch between the software and the navigation information variables determined by the strapdown inertial navigation system at each current time point from the interval [t 0 ; T]. Further, similarly to how this was done for thirty variables of inertial information, it is advisable to introduce uniform notation for fifteen variables of navigation information:

Figure 00000018
Figure 00000018

тогда систему уравнений (7) можно записать в виде:then the system of equations (7) can be written as:

Figure 00000019
Figure 00000019

Figure 00000020
Figure 00000020

Figure 00000021
Figure 00000021

Figure 00000022
Figure 00000022

Figure 00000023
Figure 00000023

уравнения (8) можно записать в виде:equations (8) can be written as:

Figure 00000024
Figure 00000024

функцию управления (9) можно записать в виде:control function (9) can be written as:

Figure 00000025
Figure 00000025

где введены обозначения для размерных весовых коэффициентов:where designations for dimensional weighting factors are introduced:

Figure 00000026
Figure 00000026

а также введены обозначения: y* k - программные функции времени переменных навигационной информации, соответствующие переменным yk; yB k - наибольшие значения переменных yk на интервале времени [t0; T] навигации объекта, γ0 k - безразмерные весовые коэффициенты, удовлетворяющие условию (11), которое а новых обозначениях переменных навигационной информации принимает вид:and also the notation is introduced: y * k - program functions of time of the variables of navigation information corresponding to the variables y k ; y B k - the largest values of the variables y k on the time interval [t 0 ; T] of the object’s navigation, γ 0 k — dimensionless weighting coefficients satisfying condition (11), which in the new notation of variables of navigation information takes the form:

Figure 00000027
Figure 00000027

На основе выполненного математического описания составлен алгоритм функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы, который поясняет работу заявленного устройства. Блок-схема этого алгоритма представлена на фиг. 5. В блоке 0 перечислена исходная информация, хранимая в бортовом компьютере, и предназначенная для осуществления вычислений в блоках 1, 2, 3 алгоритма. После измерения сигналов датчиков сил в блок 1 вычисляются реакции опор подвесов пяти инерциальных датчиков по формулам (3) в блоке 2, которые используются для вычисления в блоке 3 коэффициентов a ij на основе коэффициентов

Figure 00000028
зависящих от массогеометрических характеристик пяти инерциальных датчиков и величин Bi правых частей системы (6), зависящих от вычисленных ранее реакций опор подвесов пяти инерциальных датчиков. Далее в блоке 4 осуществляется решение системы линейных алгебраических уравнений тридцатого порядка относительно переменных инерциальной информации xi, в блоке 5 проверяются условия (5) - зависимости между переменными инерциальной информации, при невыполнении которых осуществляется поиск ошибок А с возвратом на блок 2. Далее в блоке 6 решается система (13) обыкновенных дифференциальных уравнений пятнадцатого порядка относительно переменных навигационной информации yi, после чего в блоке 7 проверяются условия (14) ортогональности и масштаба для направляющих косинусов, при невыполнении которых осуществляется поиск ошибок Б с возвратом на блок 6. Далее в блоке 8 вычисляется функция (15) управления движением объекта и в блоке 9 осуществляется вывод переменных навигационной информации и функции (5) и ввод их в систему управления движением объекта. На основе этого алгоритма с использованием конкретных формул, которыми должен быть снабжен блок 3 (эти формулы имеются, но с целью сокращения текста описания не приведены), должна быть разработана программа для бортового компьютера и после изготовления опытного образца заявляемого устройства проведены натурные испытания этой программы для ее отладки и устранения ошибок типа А и Б.Based on the performed mathematical description, an algorithm for the operation of a strapdown inertial navigation system is compiled, which explains the operation of the claimed device. A block diagram of this algorithm is shown in FIG. 5. In block 0, the initial information is stored in the on-board computer, and intended for the implementation of calculations in blocks 1, 2, 3 of the algorithm. After measuring the signals of the force sensors in block 1, the reactions of the suspension supports of five inertial sensors are calculated according to formulas (3) in block 2, which are used to calculate the coefficients a ij in block 3 based on the coefficients
Figure 00000028
depending on the mass-geometric characteristics of the five inertial sensors and the values of B i on the right-hand sides of the system (6), depending on the previously calculated reactions of the suspension supports of the five inertial sensors. Then, in block 4, a system of thirtieth linear algebraic equations is solved with respect to inertial information variables x i , in block 5, conditions (5) are checked — the dependencies between the inertial information variables, if not performed, the error search A is returned to block 2. Then in block 6 solve the system (13) of ordinary differential equations of the fifteenth order of the variables navigation information y i, then in block 7 checks the conditions (14) and out of the orthogonality for guide cosines, if not performed, errors B are searched for and returned to block 6. Next, in block 8, the function (15) for controlling the object’s movement is calculated and in block 9, the variables of navigation information and function (5) are output and entered into the motion control system object. Based on this algorithm, using specific formulas that block 3 should be supplied with (these formulas are available, but are not given to reduce the description text), a program for the on-board computer should be developed and, after making a prototype of the claimed device, full-scale tests of this program for debugging and troubleshooting type A and B.

Правильность приведенного выше алгоритма функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы зависит от достоверности информации сигналов датчиков сил и, соответственно, от правильного вычисления реакций подвесов пяти инерциальных датчиков, входящих в состав блока инерциальной информации. Проверка указанных достоверности и правильности должна быть реализована экспериментально после изготовления конструкций опорных узлов (фиг. 4) пяти инерциальных датчиков. После проведения этих процедур и получения требуемых результатов остается вопрос о проверке достоверности алгоритма вычисления тридцати переменных xi, i=1, …, 30 инерциальной информации и пятнадцати переменных yk, k=1, …, 15 навигационной информации. Этот вопрос может быть решен теоретически на основе построенной имитационной модели функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы, о которой далее идет речь. Для построения указанной имитационной модели необходимо задать информацию о кинематических характеристиках объекта, для навигации которого предполагается использовать бесплатформенную инерциальную навигационную систему. Эти кинематические характеристики можно задать в виде функций времени:The correctness of the above algorithm for the operation of a strapdown inertial navigation system depends on the reliability of the information of the force sensor signals and, accordingly, on the correct calculation of the suspensions of the five inertial sensors included in the inertial information block. Verification of the indicated reliability and correctness should be implemented experimentally after manufacturing the structures of the support nodes (Fig. 4) of five inertial sensors. After carrying out these procedures and obtaining the required results, the question remains of verifying the reliability of the algorithm for calculating thirty variables x i , i = 1, ..., 30 inertial information and fifteen variables y k , k = 1, ..., 15 navigation information. This issue can be solved theoretically on the basis of the constructed simulation model of the operation of the strapdown inertial navigation system, which is discussed later. To build the specified simulation model, it is necessary to specify information about the kinematic characteristics of the object, for the navigation of which it is supposed to use a strap-down inertial navigation system. These kinematic characteristics can be specified as functions of time:

Figure 00000029
Figure 00000029

где

Figure 00000030
- проекции соответственно радиуса-вектора полюса объекта в земной географической системе координат, их первые и вторые производные по времени;
Figure 00000031
Figure 00000032
- углы поворотов объекта относительно земной географической системы координат, их первые и вторые производные по времени на интервале [t0; T]. На основе этой информации путем выкладок, проделанных авторами методами кинематики произвольно движущегося в пространстве объекта, определяются переменные:Where
Figure 00000030
- projections, respectively, of the radius vector of the pole of the object in the earth's geographic coordinate system, their first and second time derivatives;
Figure 00000031
Figure 00000032
- the angles of rotation of the object relative to the earth's geographical coordinate system, their first and second time derivatives in the interval [t 0 ; T]. Based on this information, the following variables are determined by the authors using the kinematics methods of an object randomly moving in space:

Figure 00000033
Figure 00000033

являющиеся имитациями соответствующих переменных xi инерциальной информации, и далее определяются переменные:which are imitations of the corresponding variables x i inertial information, and then the variables are determined:

Figure 00000034
Figure 00000034

являющиеся имитациями соответствующих переменных yi навигационной информации. Подставляя переменные (19) в формулы (1) для пяти инерциальных датчиков, получаем имитации реакций опор подвесов этих инерциальных датчиков и затем получаем имитации B0 i правых частей системы (6), вместо которой получаем соответствующую имитационную систему линейных алгебраических уравнений:which are imitations of the corresponding variables y i navigation information. Substituting the variables (19) into formulas (1) for five inertial sensors, we obtain simulations of the reaction of the supports of the suspensions of these inertial sensors and then we obtain simulations B 0 i of the right-hand sides of system (6), instead of which we obtain the corresponding simulation system of linear algebraic equations:

Figure 00000035
Figure 00000035

Решая эту систему относительно xi и сравнивая полученные решения с соответствующими переменными x0 i, делаем вывод о правильности или неправильности алгоритма вычисления переменных инерциальной информации. В случае правильности на основе этого алгоритма следует разработать программу и инсталлировать эту программу в локальный компьютер. Далее, используя имитации x0 i переменных инерциальной информации, на основе алгоритма функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы путем решения системы обыкновенных дифференциальных уравнений (13) относительно yi и сравнивая полученные решения с соответствующими переменными y0 i, делаем вывод о правильности или неправильности алгоритма вычисления переменных навигационной информации. В случае правильности на основе этого алгоритма следует разработать программу и инсталлировать эту программу в бортовой компьютер. Блок-схема этого алгоритма представлена на фиг. 6. В блоке 0 перечислена исходная информация, в состав которой входит указанная выше информация о кинематических характеристиках объекта (18), на основе которой вычисляются переменные (19), (20) соответственно в блоках 1, 2. В блоке 3 вычисляются реакции опор подвесов пяти инерциальных датчиков с использованием формул (1), читая их справа налево, и далее в блоках 4, 5 вычисляются правые части системы (6) и коэффициенты этой системы, после чего в блоке 6 решается соответствующая имитационная система (21). Полученные решения в блоке 7 сравниваются с соответствующими переменными (19) и в случае их несовпадения осуществляется поиск ошибок А и возврат к блоку 3. Далее основные переменные инерциальной информации из перечня (19) подставляются в систему (13) и в блоке 8 решается эта система и полученные решения в блоке 9 сравниваются с переменными (20) и в случае их несовпадения осуществляется поиск ошибок Б и возврат к блоку 8. На основе описанного алгоритма следует разработать программы для локального и бортового компьютеров, которые при их отладке и устранения ошибок А и Б должны быть инсталлированы в локальный и бортовой компьютеры и в дальнейшем проверены при натурных испытаниях заявляемого устройства.Solving this system with respect to x i and comparing the obtained solutions with the corresponding variables x 0 i , we conclude that the algorithm for computing the variables of inertial information is correct or incorrect. If correct, based on this algorithm, you should develop a program and install this program on a local computer. Further, using simulations of x 0 i variables of inertial information, based on the algorithm of functioning of a strapdown inertial navigation system by solving a system of ordinary differential equations (13) with respect to y i and comparing the obtained solutions with the corresponding variables y 0 i , we conclude that the calculation algorithm is correct or incorrect navigation information variables. If correct, based on this algorithm, you should develop a program and install this program in the on-board computer. A block diagram of this algorithm is shown in FIG. 6. In block 0, the initial information is listed, which includes the above information on the kinematic characteristics of the object (18), based on which the variables (19), (20) are calculated in blocks 1, 2, respectively. In block 3, the reactions of the suspension supports are calculated of five inertial sensors using formulas (1), reading them from right to left, and then in blocks 4, 5, the right parts of the system (6) and the coefficients of this system are calculated, after which the corresponding simulation system (21) is solved in block 6. The obtained solutions in block 7 are compared with the corresponding variables (19) and, if they do not match, the error A is searched and returned to block 3. Then, the main inertial information variables from list (19) are substituted into the system (13) and this system is solved in block 8 and the obtained solutions in block 9 are compared with the variables (20) and, if they do not coincide, errors B are searched and returned to block 8. Based on the described algorithm, programs should be developed for local and on-board computers, which, when debugging and setting them, injuries of errors A and B should be installed in the local and on-board computers and subsequently checked during field tests of the claimed device.

Итак, для доказательства принципиальной работоспособности заявляемого устройства составлен и пояснен математическими описаниями алгоритм функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы (фиг. 5), представляющий собой последовательность операций ввода исходной информации, измерения и вычисления, выходом которого являются переменные навигационной информации и функция управления движением объекта. Для доказательства принципиальной реализуемости работоспособности заявляемого устройства при навигации объекта с заданными кинематическими характеристиками составлен и пояснен математическими описаниями алгоритм имитационной модели функционирования бесплатформенной инерциальной навигационной системы (фиг. 6) с целью контроля правильности вычислений переменных инерциальной информации и переменных навигационной информации при разработке программ для локального и бортового компьютеров.So, to prove the principal operability of the claimed device, an algorithm for the operation of a strapdown inertial navigation system (Fig. 5) is compiled and explained by mathematical descriptions, which is a sequence of operations for inputting initial information, measurement and calculation, the output of which is navigation information variables and an object's motion control function. To prove the principal feasibility of the operability of the claimed device when navigating an object with given kinematic characteristics, an algorithm for a simulation model of the operation of a strapdown inertial navigation system (Fig. 6) was compiled and explained by mathematical descriptions in order to control the correctness of calculations of inertial information variables and navigation information variables when developing programs for local and on-board computers.

Источники информации, на которые есть ссылки в описанииSources of information referenced in the description

1. Инерциальный навигационный комплекс для высокоскоростного маневренного объекта / Решение о выдаче патента на изобретение от 29.05.2017 по заявке №2016119832/28(031267) от 23.05.2016 - МПК 8 G01C 23/00; авторы: Хмелевский А.С., Щипицын А.Г., Лысов А.Н., Коваленко В.В.1. Inertial navigation system for a high-speed maneuverable object / Decision on the grant of a patent for an invention dated 05.29.2017 by application No. 2016119832/28 (031267) dated 05.23.2016 - IPC 8 G01C 23/00; Authors: Khmelevsky A.S., Schipitsyn A.G., Lysov A.N., Kovalenko V.V.

2. Ткачев Л.И. Системы инерциальной ориентировки: Учебное пособие. - М.: МЭИ, 1973.2. Tkachev L.I. Inertial Orientation Systems: A Training Manual. - M.: MPEI, 1973.

3. Щипицын А.Г. Бесплатформенные инерциальные навигационные системы: Учебное пособие. - Челябинск, ЧГТУ, 1993.3. Schipitsyn A.G. In -ertial Inertial Navigation Systems: A Tutorial. - Chelyabinsk, ChSTU, 1993.

4. Матвеев В.В., Распопов В.Я. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009.4. Matveev V.V., Raspopov V.Ya. The basics of building strapdown inertial navigation systems. - St. Petersburg: State Research Center of the Russian Federation OJSC Concern Central Research Institute Elektropribor, 2009.

5. Способ построения инерциальной навигационной системы. А.с. №155519 / Челяб. политех, ин-т, автор Щипицын А.Г. - Заявлено 20.04.79 №2276932 МКИ3 G01C19/00. Зарегист.5.02.81.5. A method of constructing an inertial navigation system. A.S. No. 155,519 / Chelyab. Polytechnic Institute, institute, author Schipitsyn A.G. - Declared 20.04.79 No. 2276932 MKI3 G01C19 / 00. Zaregist. 5.02.81.

6. Способ построения инерциальной навигационной системы. А.с. №183269 / Челяб. политех, ин-т, авторы: Щипицын А.Г., Хмелевский А.С. - Заявлено 16.03.82 №3042080 МКИ3 G01C 19/00. Зарегист.7.01.83.6. A method of constructing an inertial navigation system. A.S. No. 183269 / Chelyab. Polytechnic Institute, institute, authors: Schipitsyn A.G., Khmelevsky A.S. - Declared 16.03.82 No. 3042080 MKI3 G01C 19/00. Zaregist. 7.01.83.

7. Способ построения инерциальной навигационной системы. А.с. №201020 / Челяб. политех, ин-т, авторы: Щипицын А.Г., Хмелевский А.С, Губницкий А.Ф. - Заявлено 4.05.83 №3065109 МКИ3 G01C 19/00. Зарегист. 27.03.84.7. A method of constructing an inertial navigation system. A.S. No. 201020 / Chelyab. Polytechnic Institute, Institute of Authors: Schipitsyn A.G., Khmelevsky A.S., Gubnitsky A.F. - Declared 4.05.83 No. 3065109 MKI3 G01C 19/00. Zaregist. 03/27/84.

8. Способ построения инерциальной навигационной системы. А.с. №241291 / Челяб. политех, ин-т, авторы: Щипицын А.Г., Хмелевский А.С., Губницкий А.Ф., Слепова С.В. - Заявлено 9.10.85 №3125843 МКИ3 G01C 19/00. Зарегист. 1.08.86.8. A method of constructing an inertial navigation system. A.S. No. 241291 / Chelyab. Polytechnic Institute, Institute of Authors: Schipitsyn A.G., Khmelevsky A.S., Gubnitsky A.F., Slepova S.V. - Declared 9.10.85 No. 3125843 MKI3 G01C 19/00. Zaregist. 1.08.86.

9. Брозгуль Л.И., Смирнов Е.Л. Вибрационные гироскопы. - М.: Машиностроение, 1970.9. Brozgul L.I., Smirnov E.L. Vibration gyroscopes. - M.: Mechanical Engineering, 1970.

10. Осесиметричный кориолисовый вибрационный гироскоп. Патент на изобретение №2476824 (RU) от 24.05.2012 / ООО «Инналабс». Автор Яценко Ю.А.10. Axisymmetric Coriolis vibration gyroscope. Patent for invention No. 2476824 (RU) dated 05.24.2012 / Innalabs LLC. Author Yatsenko Yu.A.

11. Проблемы твердотельных вибрационных (волновых) гироскопов: Материалы секции Совета РАН от 29 июня 2016 г. - ГНЦ РФ АО «Концерн ЦНИИ «Электроприбор», 2016.11. Problems of solid-state vibration (wave) gyroscopes: Materials of the Council of the RAS section dated June 29, 2016 - SSC RF Concern Central Research Institute Elektribribor JSC, 2016.

12. Малов В.В. Пьезоэлектрические датчики. - 2-е изд. - М.: Энергоатомиздат, 1989.12. Malov V.V. Piezoelectric sensors. - 2nd ed. - M .: Energoatomizdat, 1989.

13. Гроховский С.С., Лущиков Р.И., Прохоров Н.И. Интеллектуальный датчик силы. / Патент РФ 2165601 от 20.04.2001. [Электронный ресурс] - Режим доступа: http://www.freepatent.ru/patents/216560113. Grokhovsky S.S., Lushchikov R.I., Prokhorov N.I. Intelligent force sensor. / RF patent 2165601 dated 04/20/2001. [Electronic resource] - Access mode: http://www.freepatent.ru/patents/2165601

14. Григорьев В.А., Лагутенко О.И., Распаев Ю.А.. Системы и сети радиодоступа. М.,: Эко Трендз, 2005.14. Grigoriev V.A., Lagutenko O.I., Raspaev Yu.A. Radio access systems and networks. M.,: Eco Trends, 2005.

Claims (1)

Бесплатформенная инерциальная навигационная система для высокоскоростного маневренного объекта, содержащая датчики угловой скорости и датчики кажущегося ускорения, подключенные к бортовому компьютеру, в котором хранится априорная информация о вращении Земли, ее гравитационном поле и начальных условиях о движении объекта и в каждый текущий момент времени последовательно вычисляются шесть переменных инерциальной информации, пятнадцать переменных навигационной информации и функция управления движением объекта, отличающаяся тем, что в качестве инерциальных датчиков использованы пять кориолисовых вибрационных гироскопов камертонного типа с идентифицированными массогеометрическими характеристиками и заданными гармоническими законами движения во времени четырех точечных масс, подвес каждого из которых установлен в опорный узел посредством двадцати работающих на сжатие безынерционных датчиков сил, подключенных к бортовому компьютеру, в котором последовательно вычисляются реакции опор подвесов инерциальных датчиков, тридцать переменных инерциальной информации с использованием избыточности для контроля правильности вычислений и повышения надежности, пятнадцать переменных навигационной информации и функция управления движением объекта.A strapdown inertial navigation system for a high-speed maneuverable object, containing angular velocity sensors and apparent acceleration sensors connected to the on-board computer, which stores a priori information about the Earth's rotation, its gravitational field and initial conditions about the object’s movement and six variables of inertial information, fifteen variables of navigation information and an object motion control function, characterized in that as inertial sensors, we used five tuning-fork Coriolis vibrating gyroscopes with identified mass-geometric characteristics and specified harmonic laws of time motion of four point masses, each of which was suspended in the support unit by twenty forces working on compression inertia-free sensors connected to the on-board computer, in which the reactions of the suspension supports of inertial sensors, thirty variables of inertial information and with the use of redundancy to ensure the accuracy and reliability of calculations, fifteen variables navigation information and the function of the control object movement.
RU2017133683A 2017-09-27 2017-09-27 Strapdown inertial navigation system for high-speed maneuvering object RU2674572C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017133683A RU2674572C1 (en) 2017-09-27 2017-09-27 Strapdown inertial navigation system for high-speed maneuvering object

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017133683A RU2674572C1 (en) 2017-09-27 2017-09-27 Strapdown inertial navigation system for high-speed maneuvering object

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2674572C1 true RU2674572C1 (en) 2018-12-11

Family

ID=64753384

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017133683A RU2674572C1 (en) 2017-09-27 2017-09-27 Strapdown inertial navigation system for high-speed maneuvering object

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2674572C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6155115A (en) * 1991-01-02 2000-12-05 Ljung; Per Vibratory angular rate sensor
US6658354B2 (en) * 2002-03-15 2003-12-02 American Gnc Corporation Interruption free navigator
RU2373498C2 (en) * 2007-10-08 2009-11-20 Открытое Акционерное Общество "Конструкторское Бюро "Луч" Navigation complex, velocity and coordinates' calculation, gimballess inertial attitude-and-heading reference system, correction method for inertial transducers and device for its implementation
RU2476824C2 (en) * 2010-11-19 2013-02-27 Инналабс Лимитед Axisymmetric coriolis vibration gyroscope (versions)

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6155115A (en) * 1991-01-02 2000-12-05 Ljung; Per Vibratory angular rate sensor
US6658354B2 (en) * 2002-03-15 2003-12-02 American Gnc Corporation Interruption free navigator
RU2373498C2 (en) * 2007-10-08 2009-11-20 Открытое Акционерное Общество "Конструкторское Бюро "Луч" Navigation complex, velocity and coordinates' calculation, gimballess inertial attitude-and-heading reference system, correction method for inertial transducers and device for its implementation
RU2476824C2 (en) * 2010-11-19 2013-02-27 Инналабс Лимитед Axisymmetric coriolis vibration gyroscope (versions)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Poddar et al. A comprehensive overview of inertial sensor calibration techniques
CN103353310B (en) A kind of laser near-net shaping
JP5275661B2 (en) Self-calibrating accelerometer
CN101178313A (en) Ground speed testing methods suitable for optical fibre gyroscope strap-down inertial navigation system
Wang et al. A six-degree-of-freedom acceleration sensing method based on six coplanar single-axis accelerometers
Yang et al. Gyro-free inertial measurement unit with unfettered accelerometer array distribution and for the object with position change in center of gravity
RU2682060C1 (en) Free inertial navigation system of mobile carrier
CN110940336B (en) Strapdown inertial navigation simulation positioning resolving method and device and terminal equipment
RU2674572C1 (en) Strapdown inertial navigation system for high-speed maneuvering object
Liu et al. Design and experiment of a novel bell-shaped vibratory gyro
Zhu et al. Accuracy improvement of a redundant inertial measurement unit brought about by the dual-axis rotational motion
Dichev et al. A measuring system with an additional channel for eliminating the dynamic error
Wang et al. Non-Exchangeable Error Compensation for Strapdown Inertial Navigation System in High Dynamic Environment.
RU2676941C1 (en) Freeform inertial navigation system of mobile object
Hegazy et al. Improved multi-position calibration method for mechanical inertia measurement units
Zhuravlev et al. Usage of computer mechanics in the theory of inertial navigation systems
RU2629539C1 (en) Method of measurement of magnetic course of mobile object
Kajánek Testing of the possibilities of using IMUs with different types of movements
US20180347985A1 (en) Simplified Time Domain Switched Ring/Disk Resonant Gyroscope
Schwarz Inertial Surveying Systems—Experience and Prognosis
KR101130069B1 (en) Methode for calculating angular velocity using trapping measurment of ring laser gyroscope
Grigorie et al. The influences of the gyro sensors' errors on the attitude calculus
Али et al. Optimizing MEMS based Navigation Sensors for Aerospace Vehicles
Podchezertsev et al. Issues of synthesis and practical evaluation of the compensation mode error in two-component gyroscope
Yüksel Design and anaylsis of transfer aligment algorithms