Навигация, навигационные приборы, не отнесенные к группам  ,1/00: ..выполняемые на объекте, для которого производятся навигационные измерения, апериодические вычисления – G01C 21/12

Изобретение относится к области навигационного приборостения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС) и бесплатформенных инерциальных системах ориентации (БИСО) на трехосных волоконно-оптических гироскопах (ТВОГ) с одним общим источником излучения (ОИИ). Технический результат - повышение точности. Для этого измеряют корреляционную матрицу шумов (КМШ) ТВОГ с ОИИ в условиях, максимально приближенных к условиям использования БИСО на управляемом объекте (УО); вычисляют оптимальную ориентацию (оптимальные ориентации) связанного базиса относительно корпуса УО, при которой (которых) проекции вектора измеряемой абсолютной угловой скорости (ВАУС) УО на оси связанного базиса таковы, что по определенному критерию обеспечивается минимум дисперсии ошибки БИСО; устанавливают БИСО на основе ТВОГ с ОИИ на УО и ориентируют оси чувствительности ТВОГ относительно измеряемого ВАУС УО по определенному критерию так, чтобы обеспечить минимум дисперсии ошибки БИСО. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации (БИНС) для различных классов носителей от наземных до авиационных, в частности в бесплатформенных системах ориентации (БСО). Технический результат - повышение точности угловой ориентации. Для этого БСО содержит две вычислительные платформы, каждая из которых реализует свой закон управления. Одна из них осуществляет демпфирование по собственным ускорениям, ограниченным линейной функцией. Вторая использует оценки адаптивного фильтра Кальмана для осуществления демпфирования ошибок. При этом если в первой платформе коэффициенты демпфирования выбираются большими, то во второй демпфирование осуществляется с малыми по величине коэффициентами. При этом под чувствительными элементами средней точности понимаются гироскопические датчики угловой скорости с нестабильностью дрейфа 0,5-10 град/ч и акселерометры с нестабильностью нуля 1·10 ^-3 g-4·10^-4 g. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Блок ориентации пилотажно-навигационного комплекса относится к авиационной технике, а именно к блокам ориентации самолетов и вертолетов. Техническим результатом является повышение надежности и точности пилотирования самолетов и вертолетов. Устройство отличается тем, что в него дополнительно введены второй инерциальный измерительный блок, первый и второй буферы, первый и второй узлы развязки, подключенные входами к выходам первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, а выходами - к входу магнитометра, выход которого через первый и второй буферы подключен к входам первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно. Предлагаемое устройство используется в датчике курса и вертикали. 1 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения координат подвижных наземных объектов, в частности автотранспортных средств, особенно в автономных навигационных системах. Технический результат - расширение функциональных возможностей и повышение точности определения координат. Для достижения данного результата в способе, основанном на определении местоположения подвижных наземных объектов в автономном режиме, при котором осуществляют отсчет от последних известных координат, полученных при помощи обработки сигналов спутниковой навигационной системы, измеряют параметры движения объектов и производят расчет географических координат. Согласно изобретению измеряют дирекционный угол с помощью измерителя угла поворота, угол места с помощью акселерометра и радиальную скорость с помощью доплеровского радиолокационного измерителя скорости, осуществляют расчет координат объекта в прямоугольной системе и путем пересчета определяют местоположение наземного подвижного объекта в географической системе координат.

Изобретение относится к космической радионавигации и может применяться в измерительных средствах определения ориентации космического аппарата, предназначенных для коррекции параметров ориентации бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС). В качестве радионавигационного ориентира (РНО) могут применяться наземные и орбитальные источники радиоизлучения. Технический результат, достигаемый настоящим изобретением, заключается в повышении надежности определения угловой ориентации космического аппарата за счет уменьшения количества РНО и возможности определения ориентации космического аппарата по измеренным значениям разности фаз сигнала только одного РНО. Сущность изобретения заключается в том, что в соответствии с данными о положении осей связанной и орбитальной систем координат, хранящихся в инерциальной навигационной системе, осуществляют ориентацию связанных осей космического аппарата параллельно осям орбитальной системы координат и удерживают такую ориентацию осей на некотором интервале полета, в течение которого принимают сигнал одного РНО на антенны космического аппарата количеством не менее трех, расположенные так, чтобы они не лежали на одной прямой. Последовательно измеряют три и более значений разности фаз несущей частоты сигнала, принятого парами антенн, определяют систематическую погрешность инерциальной ориентации космического аппарата по значениям разности фаз несущей частоты сигнала. 1 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано для повышения непрерывности обслуживания пользователей широкозонных дифференциальных подсистем (ШДПС) спутниковых радионавигационных систем (СРНС) GPS (Global Positioning System) и ГЛОНАСС (Глобальная навигационная система) в условиях воздействия внезапных неблагоприятных факторов, таких как геомагнитные возмущения, мощные кратковременные радиошумы, локальные шумы многолучевости. В предлагаемом способе предупреждения о возможном нарушении целостности ШДПС формируются на основании анализа текущего регионального распределения реальных значений геометрического фактора. Достигаемым техническим результатом изобретения является повышение достоверности предупреждений о нарушении целостности системы, поскольку анализируется реальная картина текущей геометрии навигационного созвездия, отражающая воздействие внезапных неблагоприятных факторов, а также обеспечение непрерывности обслуживания пользователей СРНС за счет выдачи своевременного и достоверного предупреждения о нарушении целостности ШДПС.

Изобретение относится к области морской геодезии и может быть использовано для определения уклонения отвесной линии (УОЛ) в океане на подвижном объекте в целях навигационно-гидрографического обеспечения его навигационного комплекса. Целью изобретения является повышение точности определения УОЛ на подвижном объекте и расширение функциональных возможностей способа за счет определения составляющих УОЛ по меридиану и первому вертикалу. Для достижения данной цели в рассматриваемом изобретении измеряют ускорения силы тяжести четырьмя гравиметрическими приборами, перемещают на объекте в горизонте навстречу друг другу два гравиметрических прибора по заданному направлению и два гравиметрических прибора по направлению, перпендикулярному заданному направлению, при этом производят отсчеты значений ускорения силы тяжести в моменты их встречи на траверзе, и определяют абсолютную скорость подвижного объекта, скорость движения в горизонте гравиметрических приборов относительно подвижного объекта, истинный курс, широту, угол дрейфа (сноса) объекта, радиус кривизны траектории перемещения акселерометров и расстояние по вертикали от гравиметрических приборов до поверхности акватории, и по полученным данным определяют вычислительным путем искомые значения составляющих УОЛ в меридиане и в первом вертикале. 3 ил.

Изобретение относится к области неразрушающего контроля и может быть использовано для проверки пространственного положения магистральных трубопроводов большой протяженности и привязки их продольной оси к топографическим или географическим картам. Устройство состоит из герметичного контейнера, эластичных манжет в передней и задней частях контейнера и содержит датчики пути, приборные узлы, закрепленные внутри корпуса, бортовой компьютер, накопитель для регистрации сигналов датчиков, аккумуляторные батареи и измерительный модуль, содержащий три ортогонально расположенных волоконно-оптических гироскопа и три ортогонально расположенных акселерометра. Измерительный модуль содержит три интегрирующих узла, многоканальный аналого-цифровой преобразователь и микроконтроллер. Каждый интегрирующий узел состоит из операционного усилителя, конденсатора, первого и второго резисторов, быстродействующего электромагнитного реле, с нормально разомкнутыми контактами. Сигнальные выходы волоконно-оптических гироскопов соединены со входами соответствующих интегрирующих операционных усилителей, параллельно интегрирующим конденсаторам которых подключены нормально разомкнутые контакты быстродействующих электромагнитных реле, управляемых от микроконтроллера, в который через аналого-цифровой преобразователь вводятся выходные сигналы интеграторов. При достижении напряжением одного из интеграторов заранее заданного напряжения происходит включение соединенного с этим интегратором реле, контакты которого замыкают обкладки конденсатора, и напряжение на конденсаторе падает до нуля. При нулевом напряжении на обкладках конденсатора микроконтроллер отключает реле. Двоично-кодированные значения напряжений, действующих на выходах интеграторов, датчиков ускорений, накапливаются в памяти микроконтроллера, а затем переписываются в память бортового компьютера для упаковки информации и переписи ее в бортовой накопитель данных. Накопленная информация переписывается в стационарную ЭВМ для анализа в лабораторных условиях. Техническим результатом является высокая чувствительность к малым значениям угловых скоростей поворотов движущегося в трубопроводе топографического снаряда, широкий диапазон допустимых угловых скоростей, с которыми внутритрубный снаряд-топограф может проходить продольные изгибы трубопровода, а также низкая чувствительность топографической аппаратуры к угловым вибрациям. 3 ил.

Изобретение относится к области внутритрубных инспектирующих снарядов, предназначенных для автономного определения геодезических координат трассы подземных газо- и нефтепроводов. Способ выставки осей, жестко связанных с контейнером навигационно-топографического внутритрубного инспектирующего снаряда, заключается в том, что на установочных поверхностях внутри контейнера закрепляют корпус бесплатформенного инерциального измерительного модуля с установленными на нем трехкомпонентным гироскопическим измерителем угловой скорости и трехкомпонентным измерителем кажущегося ускорения, в которых положения измерительных осей трех гироскопов и трех акселерометров откалиброваны на предмет определения углов неперпендикулярности измерительных осей к установочным поверхностям корпуса бесплатформенного инерциального измерительного модуля, а также на предмет определения углов непараллельности между собой измерительных осей трех гироскопов и одноименных измерительных осей трех акселерометров. На контейнере выделяют две цилиндрические поверхности вращения, которыми опирают контейнер на четыре колеса, и приводят колеса в медленное вращение. Находят угол крена, при котором сигналы акселерометров принимают минимальные значения, а затем разворачивают продольную ось контейнера по углу тангажа до положения, при котором сигналы акселерометров с измерительными осями, направленными по продольной и поперечной осям контейнера, станут близкими к нулю, что соответствует состоянию горизонтирования установочных поверхностей кронштейна контейнера, а затем с помощью колес разворачивают контейнер в следующие четыре угловые фиксированные положения по углу крена, определяя эти углы по осредненным сигналам двух акселерометров, и определяют оценки углов отклонения продольной оси контейнера вокруг его продольной, нормальной и поперечной осей относительно установочной поверхности корпуса бесплатформенного инерциального измерительного модуля. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области определения пилотажно-навигационных параметров ЛА. Сущность изобретения состоит в создании инерциальной навигационной мультисистемы, включающей два навигационных вычислителя с двумя блоками измерителей, поворотные устройства, обеспечивающие поворот блоков измерителей, позволяющий модулировать вектор погрешности текущей ориентации измерительной системы координат. При этом обеспечивается измерение векторов ошибок, приведение модуля разности ошибок к максимальной величине с целью компенсации всего вектора погрешностей текущей ориентации измерительной системы координат с учетом всех составляющих в пространстве. Устройство позволяет повысить точность определения навигационных параметров летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может использоваться в инерциальных системах ориентации и навигации. Бесплатформенная система ориентации, содержащая измерительный блок, состоящий из трех одноосных датчиков угловой скорости, и вычислитель, дополнительно содержит два запаздывающих устройства, при этом выход третьего датчика угловой скорости соединен со входом вычислителя, выход первого датчика угловой скорости соединен со входом первого запаздывающего устройства, выход второго датчика угловой скорости соединен со входом второго запаздывающего устройства, а выходы двух запаздывающих устройств соединены со входом вычислителя. Технический результат: повышение точности бесплатформенной системы ориентации за счет уменьшения погрешностей в определении параметров ориентации подвижного объекта по отношению к базовой системе координат, обусловленных неидентичностью датчиков угловой скорости, которая выражается в разнице фазовых запаздываний их выходных сигналов. 1 ил.

Изобретение относится к средствам ориентации и навигации объектов, подвижных в тех или иных средах, в частности внутритрубных инспектирующих снарядов магистральных трубопроводов. В предлагаемом способе используются двухосный гироскопический и дополнительно введенный однокомпонентный датчики угловой скорости, а также блок трех акселерометров, которые устанавливают на корпусе модуля. Вначале оси модуля совмещают с осями горизонта и направлением на географический север, определяя и запоминая осредненные нулевые сигналы датчиков угловой скорости и блока акселерометров. Затем модулю задают ограниченные повороты на углы курса, крена и тангажа, измеряя и запоминая в повернутых положениях сигналы указанных датчиков. Далее последовательно устанавливают модуль в шесть фиксированных положений. В результате определяют угловую скорость дрейфа датчиков угловой скорости и углы неточной установки их измерительных осей, масштабные коэффициенты этих датчиков и блока акселерометров, а также сдвиги нулей и углов неточной установки измерительных осей акселерометров. Определяют также непараллельность трех измерительных осей датчиков соответствующим трем осям блока акселерометров. Техническим результатом изобретения является расширение множества калибруемых параметров инерциального измерительного модуля. 6 ил.

Изобретение относится к области точного приборостроения, преимущественно гироскопического, и может быть использовано при создании гирокомпасов аналитического типа. При гирокомпасировании с применением гироскопического датчика угловой скорости при неточной выставке гироскопа на объекте устанавливают гироскоп в первое исходное положение, при котором измерительная ось первого канала гироскопа совпадает с погрешностью установки с продольной осью объекта, измерительная ось второго канала гироскопа совпадает с погрешностью установки с осью объекта, направленной к правому борту, а ось собственного вращения гироскопа направлена с погрешностью установки по оси объекта, находящейся в плоскости его симметрии, определяют углы наклона плоскости измерительных осей гироскопа относительно плоскости объекта, связанной с его продольной осью и осью, направленной к правому борту, снимают показания с первого канала гироскопа на заданных углах поворота корпуса гироскопа вокруг оси собственного вращения, возвращают гироскоп в исходное положение, разворачивают корпус гироскопа вокруг продольной оси объекта на угол равный радиан во второе положение и снимают показания с первого канала гироскопа на заданных углах поворота гироскопа вокруг оси собственного вращения, а затем находят угол истинного курса объекта как среднее значение курсовых углов, определенных в первом и втором положениях гироскопа с помощью аналитических выражений, использующих показания гироскопа, информацию об углах наклона объекта и углах наклона гироскопа относительно объекта, модель дрейфа гироскопа, широту местоположения объекта. 6 ил.

Изобретение может быть использовано в навигационном приборостроении и предназначено для измерения магнитного курса и углов наклона подвижных объектов. Для измерения магнитного курса используется информация о векторах магнитного поля Земли, линейного ускорения и как минимум двух проекциях вектора угловой скорости. Вычисление углов наклона, необходимых для определения магнитного курса, производится решением системы трех уравнений, два из которых представляют проекции вектора напряженности магнитного поля Земли и вектора линейного ускорения на вертикаль места, а третье уравнение есть уравнение масштаба для направляющих косинусов, определяющих ориентацию вертикали места относительно связанной системы координат подвижного объекта. Для однозначного определения фактических углов наклона подвижного объекта определение истинного решения производится из условия равенства скорости изменения направляющего косинуса, полученного при решении системы уравнений, со скоростью изменения этого направляющего косинуса, вычисленной на основании информации о двух проекциях вектора угловой скорости подвижного объекта и двух направляющих косинусов. Устройство содержит блок трехкомпонентного магнитометра, блок трехкомпонентного акселерометра, блоки измерения проекций абсолютной угловой скорости, вычисления направляющих косинусов, вычисления углов наклона и вычисления угла магнитного курса. Техническим результатом является возможность измерений в любых режимах движения подвижного объекта. 2 с.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к контрольно-измерительной технике для летательных аппаратов. Согласно способу, автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину, представляющую величину подлежащего индикации вектора скорости и зависящую от некоторого первого слагаемого, содержащего измеренную и отфильтрованную величину вектора скорости. Далее представляют на экране вывода характерный символ, иллюстрирующий вектор скорости, положение которого на этом экране вывода является представительным для данной поступающей на индикацию величины. Для определения этой поступающей на индикацию величины определяют величину производной по времени вектора скорости, который управляется пилотом данного летательного аппарата, вычисляют второе слагаемое на основе величины производной управляемого вектора скорости и вычисляют сумму первого и второго слагаемых таким образом, чтобы сформировать поступающую на индикацию величину. Устройство содержит первое средство, предназначенное для измерения действительной величины вектора скорости летательного аппарата и вычислительный блок, предназначенный для определения автоматически и с повторением поступающей на индикацию величины, представляющей величину подлежащего индикации вектора скорости значения индикации и содержащий средство фильтрации, которое обеспечивает фильтрацию величины, измеренной при помощи упомянутого выше первого средства, таким образом, чтобы сформировать первое слагаемое. В состав устройства входят также блок индикации, предназначенный для представления на экране вывода характерного символа, иллюстрирующего этот вектор скорости, положение которого на экране вывода является представительным для поступающей на индикацию величины, и второе средство, предназначенное для определения производной по времени вектора скорости, управляемого пилотом данного летательного аппарата. Вычислительный блок дополнительно имеет в своем составе вычислительное средство, которое определяет второе слагаемое на основе упомянутой производной управляемого вектора скорости, и сумматор, который осуществляет сложение упомянутых выше первого и второго слагаемых таким образом, чтобы сформировать поступающую на индикацию величину. Группа изобретений обеспечивает индикацию, которая остается стабильной даже в случае мгновенных возмущений траектории летательного аппарата и характеризуется повышенной скоростью реакции в процессе изменения траектории. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способам управления полетом беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). На БПЛА устанавливают приемник спутниковой системы навигации (ПССН) и радиопередатчик (РПРИ) информации о фактических параметрах полета БПЛА, а на наземной станции управления (НСУ) устанавливают радиоприемник (РПИ) этой информации. Последовательно в память вычислителя (В) НСУ вводят значения (3) географических широты (ГШ), долготы (ГД) и высоты (Н) над уровнем моря точки начала каждого участка программной траектории (ПТ) БПЛА, вычисляют потребные 3 Fп, углов ориентации (УО) вектора скорости БПЛА на каждом участке ПТ и запоминают их. В полете БПЛА с помощью ПССН определяют 3 ГШф, ГДф, Нф точки Л фактического местоположения БПЛА, а также проекций Vx, Vy, Vz вектора на оси соответствующей системы координат. С помощью РПРИ передают ГШф, ГДф, Нф, Vx, Vy, Vz на НСУ, где с помощью РПИ принимают их и подают в В, где вычисляют отклонения Lг и Lв фактической траектории БПЛА от ПТ, фактические значения Fф, ф УО вектора , разности dF углов Fп и Fф и разности d углов п и ф, формируют команды управления (КУ), зависящие от Lг, Lв, dF и d, передают КУ на БПЛА, где принимают их и отклоняют рули БПЛА в соответствии с КУ. Изобретение позволяет снизить массу устройств, используемых для определения отклонения фактической траектории БПЛА от его программной траектории, что и является достигаемым техническим результатом. 3 ил.