Навигация, навигационные приборы, не отнесенные к группам  ,1/00: ...путем суммирования скорости или ускорения – G01C 21/16

Изобретение относится к навигации и может быть использовано, например, в качестве гирокомпаса и для определения направления севера. Способ определения курса осуществляется с помощью инерциального устройства (1), обеспечивающего измерения посредством, как минимум, одного вибрационного гироскопа (3), и включает в себя установку инерциального устройства таким образом, чтобы ось гироскопа находилась практически в горизонтальной плоскости, позиционирование инерциального устройства последовательно определенное число раз относительно вертикальной оси, количество положений при этом должно быть больше единицы, настройку электрического угла поворота вибрационного гироскопа в каждом положении на заданную величину (причем данная заданная величина должна быть одинаковой для всех позиций) и определение курса по результатам измерений и углу между вышеуказанными позициями. Изобретение позволяет использовать более простое инерциальное устройство и повысить точность измерений. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявленное изобретение относится к области носителей, одновременно использующих информацию, получаемую от инерциального блока, и информацию, получаемую от системы спутниковой навигации, например системы GPS. Технический результат состоит в уменьшении, в случае возникновения неисправности у спутника, защитного радиуса вокруг вычисленного положения, ограничивающего ошибку определения истинного положения в соответствии с заданным уровнем риска для целостности, что определяет степень целостности системы. Для этого способ определения навигационных параметров носителя при помощи устройства гибридизации, содержащего фильтр (3) Калмана, формирующий гибридное навигационное решение на основе инерниальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой (2), и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), отличающийся тем, что включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение (Ir, Ir') правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника такой неисправности на основе отношения (Ir, Ir') правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на гибридное навигационное решение и корректируют гибридное навигационное решение в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем и может использоваться для определения текущих координат объекта и его угловой ориентации. Технический результат - повышение точности определения угловой ориентации объекта и его координат. Для достижения данного результата увеличивают число используемых акселерометров (с 6-ти до 12-ти). При этом взаимное расположение и ориентация их чувствительных осей обеспечивают измерение всех базовых навигационных параметров. Выделение из измеренных данных базовых параметров, составляющих угловой скорости, обеспечивает определение угловой ориентации объекта на основе однократного интегрирования показаний акселерометров. Предложенная система обеспечивает снижение скорости роста погрешностей определения угловой ориентации и координат объекта. 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах управления подвижными объектами. Технический результат - повышение точности. Для достижения данного результата инерциальный блок установлен на имитаторе движения, включающий в себя теоретическое моделирование инерциального блока, расположенного на имитаторе движения. Имитационное моделирование включает в себя моделирование инерциального блока в реальной навигационной обстановке. При этом на вход имитационного моделирования подают команды управления и в результате выполнения имитационного моделирования выдают имитационные инерциальные данные, представляющие собой выходные данные от инерциального блока в заданной или реальной навигационной обстановке, осуществляют формирование команд управления в функции от измеренных инерциальных данных, имитационных инерциальных данных и теоретических инерциальных данных. Проверку правильности функционирования инерциального блока осуществляют путем сравнения траектории движущегося объекта с эталонной траекторией. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов управления. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата система управления содержит центральный блок управления и систему датчиков, размещенных в транспортном средстве с возможностью изменения их температуры. Система датчиков содержит инерциальный измерительный модуль, снабженный микроэлектромеханическим акселерометром и микроэлектромеханическим гирометром. При этом инерциальный измерительный модуль выполнен с возможностью обеспечивать центральный блок управления цифровой информацией, относящейся к поведению транспортного средства. Процессор цифровых сигналов обеспечивает возможность активизации и/или деактивизации, по меньшей мере, одной электронной системы транспортного средства и способен обрабатывать данные, относящиеся к каждому из упомянутых датчиков. Эти новые функции процессора позволяют передавать в центральный блок управления скорректированную - точную цифровую информацию о состоянии подвижного объекта. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

Настоящее изобретение относится к измерениям ориентации носового шасси летательного аппарата.

Целью изобретения является устранение недостатков, связанных с плохой видимостью, большой массой и объемом летательного аппарата и с использованием устройства только внутри помещения. Устройство содержит инерциальную станцию отсчета для измерения курса летательного аппарата, инерциальный блок отсчета, который устанавливается на колесе носового шасси посредством системы фиксации и который используется для измерения курса упомянутого шасси в положении отсутствия руления; блок обработки данных, содержащий средство для выполнения сравнения между измеренным курсом носового шасси и измеренным курсом летательного аппарата таким образом, что ориентацию упомянутого носового шасси вычисляют по отношению к корпусу летательного аппарата. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем управления. Способ основан на предварительной обработке входной информации, получаемой в виде сигналов с датчиков углов курсовертикали и с акселерометров бесплатформенного инерциального блока (БИБ), основанной на методе наименьших квадратов для определения параметров аппроксимирующих функций, использовании проекций векторов кажущегося ускорения, учете подвижности бесплатформенного инерциального блока и пакета направляющих относительно Земли и прогнозировании значений используемых векторов на заданный момент времени при измерении этих векторов в разных системах отсчета разными средствами и упрощением согласования шкал времени. Технический результат заключается в существенном снижении требований к неподвижности БИБ относительно Земли во время проведения измерений и повышении точности определения начальной выставки приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока относительно базовой (стартовой) системы координат.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Бесплатформенная инерциальная система содержит блок выработки навигационных параметров, центральный прибор с тремя акселерометрами и с тремя датчиками абсолютной угловой скорости, блок вычисления погрешностей и шесть вычитающих устройств, соединенных с остальными блоками соответствующим образом. Повышение точности бесплатформенной инерциальной системы достигается путем уменьшения погрешностей бесплатформенной инерциальной системы, обусловленных реакцией каждого датчика абсолютной угловой скорости на угловые скорости по перекрестным (перпендикулярным к измерительной) осям; обусловленных реакцией каждого датчика абсолютной угловой скорости на линейные ускорения как по измерительной, так и по перекрестным осям; обусловленных реакцией каждого акселерометра на линейные ускорения по перекрестным осям; обусловленных реакцией каждого акселерометра на угловые скорости как по измерительной, так и по перекрестным осям. 1 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к навигации подвижных объектов: самолетов, ракет, кораблей, космических аппаратов. Способ инерциальной навигации заключается в использовании линейных акселерометров, работающих в режиме автоколебаний, по показаниям которых n_i=n_1i-n _2i, n_i=n_1i+n _2i=f_cT_i и N _ai= n_i/n_i=К _aia_i, (i=1... ), пропорциональных ускорению и периоду автоколебаний Т _i, где К_ai=ml/К_дм I₀ - коэффициент преобразования акселерометра, ml - маятниковый момент подвижной системы акселерометра, К _дм и I₀ - коэффициент передачи датчика момента и ток, поступающий от стабилизированного источника; одновременно с ускорением объекта измеряют интервал времени n _i=f_cT_i, на котором измеряют ускорение, при помощи показаний акселерометра определяют составляющие вектора скорости и радиус-вектора по направлению оси чувствительности акселерометра на этом интервале, причем для определения составляющих вектора скорости N _i и радиус-вектора N_ri, значения показаний N_ai и n_i акселерометра за каждый период автоколебаний Т _i перемножают, а результаты для конкретного участка траектории суммируют. Технический результат - сокращение времени подготовки навигационной информации и сокращение количества применяемых технических средств за счет расширения функциональных возможностей линейных акселерометров. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области навигации, а именно к области бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС), и может быть использовано при модернизации бортового оборудования (БО) беспилотных летательных аппаратов, имеющих в своем составе свободные гироскопы (ГС). БИНС содержит три акселерометра и два датчика угловой скорости, соединенные с вычислительным устройством. В БИНС введены два имитатора, один из которых работает на участке начальной выставки БИНС, а другой на автономном участке. Имитаторы БИНС, кроме того, подключены к внешнему устройству коррекции и к внешнему свободному гироскопу. Технический результат - сокращение состава БИНС, используемой при модернизации изделий, имеющих в составе своего БО ГС. 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах ориентации, определяющих параметры движения объекта, в частности перемещения, линейной скорости, угловой скорости относительно инерциальной, географической, стартовой или других систем координат. Сущность изобретения: в качестве измерителей угловой скорости используют акселерометры, оси чувствительности, по меньшей мере, двух из которых ориентированы в направлениях, не совпадающих с направлением оси быстрого вращения объекта и не ортогональных к этому направлению, а сами параметры ориентации и навигации быстровращающихся объектов получают с учетом обработки сигналов с указанных акселерометров с помощью решения системы дифференциальных уравнений с использованием параметров Родриго-Гамильтона или Кейли-Кейна. Измерители параметров движения объекта выполнены в виде установленных в корпусе объекта пяти акселерометров, датчика угловой скорости и термодатчика, причем оси чувствительности первой пары акселерометров ориентированы в одной плоскости с осью быстрого вращения объекта и отклонены от нее в разных направлениях на угол 45°, оси чувствительности второй пары акселерометров ориентированы в противоположные стороны в направлении, параллельном оси, проходящей через центры установочных отверстий в корпусе объекта, ось чувствительности пятого акселерометра ориентирована в направлении, параллельном оси, ортогональной оси быстрого вращения объекта, и оси, проходящей через центры установочных отверстий в корпусе, а ось чувствительности датчика угловой скорости ориентирована вдоль оси, проходящей через центры установочных отверстий в корпусе объекта, при этом информационные выходы пяти акселерометров, датчика угловой скорости и термодатчика подключены к информационным входам микропроцессора. Техническим результатом является расширение диапазона и повышение точности измерений, а также снижение габаритов и себестоимости устройства. 2 с. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к отслеживанию и управлению наклоняющимися телами. На основе сигналов, выводимых из гироскопа и датчиков наклона, осуществляется отслеживание и управление пространственным положением наклоняющегося тела. Сигнал, выводимый из гироскопа, преобразуется и интегрируется для формирования информации оцененного положения в форме модифицированного кватерниона, в которой компонента рыскания ограничена нулевым значением. Модифицированная кватернионная информация в аналогичной форме также формируется из сигналов, выводимых из датчика наклона, и используется для определения и корректировки компоненты погрешности в информации оцененного положения. Дрейф гироскопа также корректируется на основе выходного сигнала датчика наклона. Техническим результатом является повышение надежности отслеживания ориентации объекта в более широкой полосе частот, а также упрощение вычислительного процесса. 4 с.. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам ориентации и навигации подвижных объектов. Устройство содержит трехканальный блок датчиков угловых скоростей (ДУС), трехканальный блок линейных акселерометров, блок интеграторов, формирователь производных от углов ориентации, блок коррекции, блок вычисления наблюдаемой вертикали, блок вычисления ошибок курсовертикали, фильтр, блок выставки курса. Угловые скорости, измеренные трехканальным блоком ДУС и преобразованные в производные от углов ориентации, содержат ошибки, обусловленные систематическими и случайными погрешностями измерений. При интегрировании угловых скоростей блоком интеграторов ошибка не накапливается, так как из входных сигналов в блок интеграторов постоянная составляющая ошибки вычитается. Крен и тангаж корректируются блоком коррекции с использованием блока вычисления наблюдаемой вертикали и блока линейных акселерометров. Курс корректируется блоком коррекции с использованием блока выставки курса. Блок вычисления ошибок курсовертикали вычисляет разность между наблюдаемыми и вычисляемыми углами ориентации, фильтр сохраняет преимущественно статические ошибки, которые подаются на блок коррекции для компенсации погрешностей бесплатформенной инерциальной курсовертикали. Эта компенсация будет непрерывно действующей и полной, так как выполняется по замкнутой схеме с инверсией знака и содержит операцию интегрирования. Техническим результатом является снижение ошибки выработки параметров угловой ориентации объекта при использовании датчиков средней точности, которые целесообразно применять в малоразмерной беспилотной авиации. 2 ил.