RU2708901C1 - Method for integration of strapdown inertial navigation systems - Google Patents
Method for integration of strapdown inertial navigation systems Download PDFInfo
- Publication number
- RU2708901C1 RU2708901C1 RU2019114369A RU2019114369A RU2708901C1 RU 2708901 C1 RU2708901 C1 RU 2708901C1 RU 2019114369 A RU2019114369 A RU 2019114369A RU 2019114369 A RU2019114369 A RU 2019114369A RU 2708901 C1 RU2708901 C1 RU 2708901C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- parameters
- strapdown inertial
- inertial navigation
- values
- sirs
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 19
- 230000010354 integration Effects 0.000 title description 4
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 claims abstract description 18
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 6
- 230000010365 information processing Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000011161 development Methods 0.000 claims description 12
- 230000000536 complexating effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 16
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 230000027455 binding Effects 0.000 description 3
- 238000009739 binding Methods 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 2
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000013507 mapping Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 238000007781 pre-processing Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- G01C19/02—Rotary gyroscopes
- G01C19/04—Details
- G01C19/16—Suspensions; Bearings
- G01C19/24—Suspensions; Bearings using magnetic or electrostatic fields
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к навигационно-пилотажным комплексам, объединяющим несколько инерциальных навигационных систем для формирования обобщенной выходной информации о местонахождении объекта, его ориентации в пространстве и его скоростях, а также использующим внешнюю информацию для коррекции систем, входящих в состав комплекса.The invention relates to navigation and aerobatic systems, combining several inertial navigation systems to generate generalized output information about the location of the object, its orientation in space and its speeds, as well as using external information to correct the systems that make up the complex.
Известны способы калибровки погрешностей бескарданной инерциальной системы на электростатических гироскопах (патенты RU №2193162 С1, 20.11.2002 [1], RU №2460043 С1, 27.08.2012 [2], RU №2375680 С1, 10.12.2009 [3], заявка US №20020008661 А1, 24.01.2002 [4], патент RU №2677099, 15.01.2019 [5]).Known methods for calibrating the errors of a gimballess inertial system using electrostatic gyroscopes (patents RU No. 2193162 C1, 11/20/2002 [1], RU No. 2460043 C1, 08.28.2012 [2], RU No. 2375680 C1, 10.12.2009 [3], US application No. 20020008661 A1, 01/24/2002 [4], patent RU No. 2677099, 01/15/2019 [5]).
Так, например, известный способ [5] калибровки погрешностей бескарданной инерциальной системы реализуется при движении объекта по орбитальной траектории. При этом осуществляют его вращение последовательно вокруг осей связанных с корпусом, одновременно измеряют сигналы от внешнего эталонного устройства, например астровизирующего устройства и сигналы датчиков угла электростатических гироскопов, определяют погрешность системы, значения коэффициентов модели, характеризующих «привязки» измерительных осей гироскопов относительно осей эталонного устройства, определяют уточненные значения коэффициентов, характеризующие уход гироскопов, производят замену установленных в фильтре Калмана коэффициентов модели на их уточненные значения, производят повторные измерения сигналов, определение погрешности системы и определение уточненных значений коэффициентов модели и с их последовательной заменой в фильтре, фиксируют значения коэффициентов при минимальном значении погрешности системы.So, for example, the known method [5] for calibrating the errors of a gimballess inertial system is realized when an object moves along an orbital path. At the same time, it is rotated sequentially around the axes connected to the housing, at the same time signals from an external reference device, for example, an astrovizing device and signals from angle sensors of electrostatic gyroscopes, are measured, the error of the system is determined, values of model coefficients characterizing the “bindings” of the measuring axes of gyroscopes relative to the axes of the reference device, determine the adjusted values of the coefficients characterizing the departure of gyroscopes, replace the ones installed in the Kalman filter the coefficients of the model to their specified values, make repeated measurements of the signals, determine the error of the system and determine the updated values of the coefficients of the model and with their successive replacement in the filter, fix the values of the coefficients at the minimum value of the error of the system.
Затем коэффициенты модели, характеризующие «привязки» измерительных осей гироскопов относительно осей эталонного устройства, вычисляют при увеличенной скорости вращения объекта, путем сравнения параметров ориентаций измерительных осей гироскопов с параметрами ориентацией осей эталонного устройства, а коэффициенты модели, характеризующие уход гироскопов, определяют после внесения определенных коэффициентов модели, характеризующих «привязки» в фильтр Калмана в качестве постоянных величин.Then the model coefficients characterizing the “bindings” of the measuring axes of the gyroscopes relative to the axes of the reference device are calculated at an increased rotation speed of the object by comparing the orientation parameters of the measuring axes of the gyroscopes with the orientation parameters of the axes of the reference device, and the model coefficients characterizing the departure of the gyroscopes are determined after entering certain coefficients models characterizing the “bindings” to the Kalman filter as constants.
Технический результат - повышение точности калибровки коэффициентов модели погрешности бескарданной инерциальной системы.EFFECT: increased accuracy of calibration of coefficients of the error model of a gimballess inertial system.
Недостатками известных способов [1-5] является необходимость выполнения последовательного вращения объекта вокруг осей связанных с его корпусом с угловой скоростью равной, например, 180 град/ч (расчетная угловая скорость движения объекта по орбите), измерение сигналов от астровизирующего устройства и сигналов датчиков угла ЭСГ, совместная обработка измеренных сигналов с использованием алгоритма фильтра Калмана двадцать четвертого порядка, сформированного на основе примененной модели погрешности, включающей коэффициенты, характеризующие угловую ориентацию измерительных осей гироскопов относительно осей эталонного устройства (астровизирующего устройства), и коэффициенты, характеризующие уход гироскопов, одновременное определение погрешности системы, уточненных значений коэффициентов, замена предварительно установленных коэффициентов модели в фильтре Калмана на уточненные значения коэффициентов, продолжение измерения сигналов астровизирующего устройства и датчиков угла гироскопов, что приводит к существенной трудоемкости реализации известных способов.The disadvantages of the known methods [1-5] is the need to perform sequential rotation of the object around the axes associated with its body with an angular speed equal to, for example, 180 deg / h (calculated angular velocity of the object in orbit), measurement of signals from the astroizing device and signals from angle sensors ECG, joint processing of the measured signals using the algorithm of the Kalman filter of the twenty-fourth order, formed on the basis of the applied error model, including coefficients, characterizing the angular orientation of the measuring axes of the gyroscopes relative to the axes of the reference device (astroizing device), and the coefficients characterizing the departure of the gyroscopes, the simultaneous determination of the error of the system, the adjusted values of the coefficients, the replacement of the preset model coefficients in the Kalman filter with the updated values of the coefficients, the continued measurement of the signals of the astroizing device and gyro angle sensors, which leads to a significant complexity of the implementation of known methods.
Известны также способы бесплатформенной инерциальной навигации на микромеханических чувствительных элементах (патенты RU №2107897 С1, 27.03.1998 [6], RU №2256881 С2, 20.07.2005 [7], RU №2406973 С2, 20.12.2010 [8], ЕР №1489381 А2, 22.12.2004 [9], RU №2577567 С1, 20.03.2016 [10]), которые заключаются в том, что на борту подвижного объекта устанавливают микромеханические гироскопы и акселерометры, ориентируют их оси чувствительности относительно трех ортогональных его осей, затем гироскопами измеряют проекции вектора угловых скоростей, акселерометрами - проекции вектора действующего ускорения на оси координат объекта, полученные выходные сигналы фильтруют и вычисляют навигационные параметры и параметры ориентации, введена последовательность действий, при этом на борту подвижного объекта устанавливают n тетрад микромеханических гироскопов и n тетрад микромеханических акселерометров, которые располагают осями чувствительности вдоль диагоналей куба одной механической базы, грани которой ориентируют параллельно ортогональным осям объекта, а измеренные выходные сигналы тетрад преобразуют в проекции сигналов, действующих на ортогональную систему координат объекта. При этом достигается снижение погрешностей измерения совокупности примененных в способе микромеханических чувствительных элементов.There are also known methods of strapdown inertial navigation on micromechanical sensitive elements (patents RU No. 2107897 C1, 03.27.1998 [6], RU No. 2256881 C2, 07.20.2005 [7], RU No. 2406973 C2, 12.20.2010 [8], EP No. 1489381 A2, 12/22/2004 [9], RU No. 2577567 C1, 03/20/2016 [10]), which consist of installing micromechanical gyroscopes and accelerometers on board a moving object, orienting their sensitivity axes with respect to its three orthogonal axes, then gyroscopes measure projections of the angular velocity vector; accelerometers measure projections of the effective acceleration vector on the coordinate axis of the object, the received output signals are filtered and the navigation and orientation parameters are calculated, a sequence of actions is introduced, while on board the moving object n n-tetrads of micromechanical gyroscopes and n-tetrads of micromechanical accelerometers are installed, which have sensitivity axes along the cube diagonals of one mechanical base, the edges of which orient parallel to the orthogonal axes of the object, and the measured output signals of the tetrads are converted into the projection of the signals acting on orthogonality of the object coordinate system. In this case, a reduction in measurement errors of the aggregate of micromechanical sensitive elements used in the method is achieved.
Недостатком известных способов [6-10], является малая точность. Малая точность обусловлена наличием переменных перекрестных связей между чувствительными элементами. Изменение связей происходит при изменении ориентации осей отдельно взятого элемента относительно осей других отдельно установленных микромеханических чувствительных элементов из-за деформации конструкции объекта навигации при движении.A disadvantage of the known methods [6-10] is the low accuracy. Low accuracy is due to the presence of variable cross-links between the sensitive elements. The change in relationships occurs when the orientation of the axes of a single element relative to the axes of other separately installed micromechanical sensitive elements changes due to deformation of the design of the navigation object during movement.
Наиболее близкими аналогами к заявляемому техническому решению являются способы комплексирования бесплатформенных инерциальных навигационных систем (патенты US №6408245 В1, 18.06.2002 [11], RU №2380656 С1, 27.01.2010 [12], RU №2265190 С1, 27.11.2005 [13], ЕР №0763714 А2, 26.07.1996 [14], SU №1747905 A1, 15.07.1992 [15], RU №2634082 С1, 23.10.2017 [16]).The closest analogues to the claimed technical solution are methods for combining strapdown inertial navigation systems (US Pat. Nos. 6,408,245 B1, 06/18/2002 [11], RU No. 2380656 C1, 01/01/2010 [12], RU No. 2265190 C1, 11/27/2005 [13 ], EP No. 0763714 A2, 07.26.1996 [14], SU No. 1747905 A1, 07.15.1992 [15], RU No. 2634082 C1, 10.23.2017 [16]).
Наиболее близким из аналогов к заявляемому техническому решению является способ комплексирования бесплатформенных инерциальных навигационных систем (патент №2634082 С1, 23.10.2017 [16]), который выбран в качестве прототипа, и который относится к навигационно-пилотажным комплексам,The closest of the analogues to the claimed technical solution is a method for combining strapdown inertial navigation systems (patent No. 2634082 C1, 10.23.2017 [16]), which is selected as a prototype, and which relates to navigation and flight complexes,
объединяющим несколько инерциальных навигационных систем для формирования обобщенной выходной информации о местонахождении объекта, его ориентации в пространстве и его скоростях, а также использующим внешнюю информацию для коррекции систем, входящих в состав комплекса. При этом техническим результатом является повышение точности выходной информации навигационно-пилотажного комплекса и глубины контроля систем, входящих в состав комплекса. Для этого выходная информация, поступающая по меньшей мере с двух бесплатформенных инерциальных систем, сравнивается по мажоритарному признаку, после чего отбраковывается информация той бесплатформенной инерциальной системы, которая наиболее отклоняется от остальных, при этом согласно изобретению первичная информация в виде матриц ориентации и приращений линейных скоростей поступает с выходов бесплатформенных инерциальных систем на вход блока обработки первичной информации, в котором по заданному критерию формируется осредненное значение матрицы ориентации и приращения линейных скоростей, эти осредненные значения поступают на вход блока решения навигационных уравнений, а полученные в результате решения навигационных уравнений выходные параметры в виде текущих координат и курса объекта и его скоростей поступают на вход блока контроля, в котором производится сравнение выходных параметров бесплатформенных инерциальных систем с выходными параметрами блока решения навигационных уравнений и анализ отказных ситуаций узлов бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС). При реализации известного способа [16] выявлена малая эффективность средневзвешенного осреднения при последующей оценки вырабатываемых параметров, что приводит к недостаточной достоверности и точности выработки навигационных и динамических параметров при решении специальных задач (динамическое позиционирование с целью спасения с затонувших объектов, картографирование океана, поиск затонувших объектов, налив нефти с использованием выносных приемных устройств).combining several inertial navigation systems to generate generalized output information about the location of the object, its orientation in space and its speeds, as well as using external information to correct the systems that make up the complex. In this case, the technical result is to increase the accuracy of the output information of the navigation and aerobatic complex and the depth of control of the systems included in the complex. To this end, the output information coming from at least two strapdown inertial systems is compared on a majority basis, after which the information of that strapdown inertial system that is most deviated from the rest is rejected, while according to the invention, the primary information in the form of orientation and increment linear velocity matrices is received from the outputs of strapdown inertial systems to the input of the primary information processing unit, in which, according to a given criterion, an averaged the value of the orientation matrix and linear velocity increment, these averaged values are input to the block for solving navigation equations, and the output parameters obtained as a result of solving the navigation equations in the form of current coordinates and the course of the object and its velocities are fed to the input of the control block, in which the output parameters are compared of strapdown inertial systems with output parameters of the block for solving navigation equations and analysis of failure situations of nodes of strapdown inertial navigation ion systems (SINS). When implementing the known method [16], the low efficiency of average weighted averaging was revealed during the subsequent assessment of the generated parameters, which leads to insufficient reliability and accuracy of generating navigation and dynamic parameters when solving special problems (dynamic positioning with the aim of rescue from sunken objects, ocean mapping, search for sunken objects loading oil using remote receiving devices).
Повышение точности выработки навигационных и динамических параметров может быть достигнуто путем доработки непосредственно чувствительных элементов БИНС (гироскопов и акселерометров). Фактически этот путь представляет разработку новой высокоточной БИНС. Например, повышение точности гироскопов может быть достигнуто за счет увеличения длины волоконно-оптического кабеля в 2-3 раза, что влечет изменение конструкции БИНС. В связи с относительно небольшой потребностью в высокоточных БИНС их стоимость будет превышать стоимость систем средней точности в 3-4 раза.Improving the accuracy of the development of navigation and dynamic parameters can be achieved by finalizing directly sensitive elements of SINS (gyroscopes and accelerometers). In fact, this path represents the development of a new high-precision SINS. For example, increasing the accuracy of gyroscopes can be achieved by increasing the length of the fiber optic cable by 2-3 times, which entails a change in the design of the SINS. Due to the relatively small need for high-precision SINS, their cost will exceed the cost of medium-precision systems by 3-4 times.
В то же время существует более простой способ повышения точности - это комплексирование нескольких каналов выработки выходной информации при устаноке на объекте двух и более БИНС.At the same time, there is a simpler way to increase accuracy - this is the integration of several channels for generating output information when two or more SINS are installed at the facility.
Задачей предлагаемого технического решения является повышение достоверности выработки навигационных и динамических параметров БИНС.The objective of the proposed technical solution is to increase the reliability of the development of navigation and dynamic parameters SINS.
Поставленная задача решается за счет того, что в способе комплексирования бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающимся в том, что выходная информация, поступающая по меньшей мере с двух бесплатформенных инерциальных навигационных систем, сравнивается по мажоритарному признаку, после чего отбраковывается информация той бесплатформенной инерциальной навигационной системы, которая наиболее отклоняется от остальных, первичная информация в виде матриц ориентации и приращений линейных скоростей поступает с выходов бесплатформенных инерциальных навигационных систем на вход блока обработки первичной информации, в котором по заданному критерию формируется осредненное значение матрицы ориентации и приращения линейных скоростей, эти осредненные значения поступают на вход блока решения навигационных уравнений, а полученные в результате решения навигационных уравнений выходные параметры в виде текущих координат и курса объекта и его скоростей поступают на вход блока контроля, в котором производится сравнение выходных параметров бесплатформенных инерциальных навигационных систем с выходными параметрами блока решения навигационных уравнений и анализ отказных ситуаций узлов бесплатформенных инерциальных навигационных систем, в котором при превышении порога при использовании мажоритарного признака одноименных параметров двух и более бесплатформенных инерциальных навигационных систем, выполняется сравнение попарных разностей показаний бесплатформенных инерциальных навигационных систем для каждого, вырабатываемого параметра с порогами, равными удвоенному значению погрешностей выработки параметров, указанных в технических условиях на бесплатформенную инерциальную навигационную систему, при этом если при оценке нескольких бесплатформенных инерциальных навигационных систем выявлены бесплатформенные инерциальные навигационные системы разности с участием значений которых превышают пороги, то выполняется поиск пары бесплатформенных инерциальных навигационных систем у которых взаимные разности наименьшие и их значения наиболее приближены к параметрам навигационной аппаратуры потребителей глобальной спутниковой навигационной систем по составляющим скорости и координатам, при превышении порога попарными разницами одноименных параметров всех бесплатформенных инерциальных навигационных систем производится оценка попарных разниц путем средневзвешенного осреднения курса двух каналов всех бесплатформенных инерциальных навигационных систем с использованием реализаций дисперсий оценки курса DK, в соответствии с формулойThe problem is solved due to the fact that in the method of complexing strapdown inertial navigation systems, which consists in the fact that the output information coming from at least two strapdown inertial navigation systems is compared on a majority basis, after which the information of that strapdown inertial navigation system is rejected, which deviates the most from the rest, the primary information in the form of orientation matrices and linear velocity increments comes from the outputs of strapdown inertial navigation systems to the input of the primary information processing unit, in which, according to a specified criterion, an average value of the orientation matrix and linear velocity increments is generated, these averaged values are fed to the input of the solution block of navigation equations, and the output parameters obtained as a result of solving navigation equations in the form of current coordinates and the course of the object and its speeds are fed to the input of the control unit, in which the output parameters of the strapdowns are compared inertial navigation systems with output parameters of the block for solving navigation equations and analysis of failure situations of nodes of strapdown inertial navigation systems, in which when exceeding the threshold when using the majority attribute of the same parameters of two or more strapdown inertial navigation systems, pairwise differences of readings of strapdown inertial navigation systems are compared for each generated parameter with thresholds equal to twice the value of the error the rest of the development of the parameters specified in the technical specifications for the strapdown inertial navigation system, and if, when evaluating several strapdown inertial navigation systems, differences strapdown inertial navigation systems with the participation of values exceeding thresholds are found, then a pair of strapdown inertial navigation systems with the smallest mutual differences is searched and their values are closest to the parameters of consumer navigation equipment globally th satellite navigation systems integral velocity and coordinates, if exceeded pairwise differences of like parameters of strapdown inertial navigation systems, the estimation of pairwise differences by weighted averaging rate of two channels of strapdown inertial navigation systems using a rate estimation variances implementations D K, in accordance with the formula
K=(Ki*mKj2+Kj*mKi2)/(mKj2*mKi2),K = (Ki * m K j 2 + Kj * m K i 2 ) / (m K j 2 * m K i 2 ),
где: i, j - номера информационного канала, полученных осреднением курса 3-х и 4-х каналов - 1-2-3, 1-2-4, 1-3-4, 2-3-4, 1-2-3-4.where: i, j - information channel numbers obtained by averaging the course of 3 and 4 channels - 1-2-3, 1-2-4, 1-3-4, 2-3-4, 1-2- 3-4.
Pi=1/mi 2 - вес измеренного значения канала i,P i = 1 / m i 2 - weight of the measured value of channel i,
mi - среднеквадратическая погрешность (СКП) измеренного значения канала i.m i - the standard error (SEC) of the measured value of channel i.
Учитывая независимость каналов БИНС, снижения уровня погрешностей можно добиться за счет увеличения каналов, используемых для выработки выходной информации.Given the independence of the SINS channels, a reduction in the level of errors can be achieved by increasing the channels used to generate output information.
При выборе соответствующего количества каналов можно обеспечить повышение точности выработки, например, курса навигационного объекта в два раза за счет простого или средневзвешенного осреднения выходных параметров.By choosing the appropriate number of channels, it is possible to increase the accuracy of the production, for example, of the course of a navigation object by half due to simple or weighted average averaging of the output parameters.
Реализация предлагаемого способа поясняется графическими материалами (фиг. 1, 2).The implementation of the proposed method is illustrated by graphic materials (Fig. 1, 2).
На фиг. 1 представлены графики реализаций курса 4 каналов (К1,К2,К3,К4) и курса, полученного простым осреднением курса четырех каналов - К5.In FIG. Figure 1 shows the graphs of the implementation of the course of 4 channels (K1, K2, K3, K4) and the course obtained by simple averaging of the course of four channels - K5.
На фиг. 2 представлен общий алгоритм информационного контроля, где ИК - измерительный канал.In FIG. Figure 2 shows the general information control algorithm, where IR is the measuring channel.
Комплексирование нескольких БИНС может быть выполнено, как и в прототипе [16], путем предварительной обработки первичной информации, поступающей с систем - матрица ориентации и ускорения в осях акселерометров блока чувствительных элементов (БЧЭ) - с последующим решением навигационных уравнений на основе обработанной первичной информации, получаемой от систем, входящих в состав комплекса, с последующим контролем поступающей от систем в комплекс информации на аналогичных функциональных узлах и измерительных блоках.The integration of several SINS can be performed, as in the prototype [16], by pre-processing the primary information coming from the systems — the orientation and acceleration matrix in the axes of the accelerometers of the block of sensitive elements (BEC) - with the subsequent solution of the navigation equations based on the processed primary information, received from the systems that make up the complex, with subsequent monitoring of the information coming from the systems into the complex on similar functional units and measuring units.
При этом выходная информация, поступающая по меньшей мере с двух бесплатформенных инерциальных навигационных систем, сравнивается по мажоритарному признаку, после чего отбраковывается информация той бесплатформенной инерциальной навигационной системы, которая наиболее отклоняется от остальных, первичная информация в виде матриц ориентации и приращений линейных скоростей поступает с выходов бесплатформенных инерциальных навигационных систем на вход блока обработки первичной информации, в котором по заданному критерию формируется осредненное значение матрицы ориентации и приращения линейных скоростей, эти осредненные значения поступают на вход блока решения навигационных уравнений, а полученные в результате решения навигационных уравнений выходные параметры в виде текущих координат и курса объекта и его скоростей поступают на вход блока контроля, в котором производится сравнение выходных параметров бесплатформенных инерциальных навигационных систем с выходными параметрами блока решения навигационных уравнений и анализ отказных ситуаций узлов бесплатформенных инерциальных навигационных систем.In this case, the output information coming from at least two strap-down inertial navigation systems is compared on a majority basis, after which the information of that strap-down inertial navigation system, which is most deviated from the rest, is rejected, the primary information in the form of orientation and increment linear velocity matrices comes from the outputs strapdown inertial navigation systems to the input of the primary information processing unit, in which according to a given criterion is formed the averaged value of the orientation matrix and linear velocity increment, these averaged values are fed to the input of the block for solving navigation equations, and the output parameters obtained as a result of solving the navigation equations in the form of current coordinates and the course of the object and its velocities are fed to the input of the control block, in which the output parameters of strapdown inertial navigation systems with output parameters of a block for solving navigation equations and analysis of failure situations of freeform nodes inertial navigation systems.
В отличие от прототипа [16] в предлагаемом техническом решении при превышении порога при использовании мажоритарного признака одноименных параметров двух и более бесплатформенных инерциальных навигационных систем, выполняется сравнение попарных разностей показаний бесплатформенных инерциальных навигационных систем для каждого, вырабатываемого параметра с порогами, равными удвоенному значению погрешностей выработки параметров, указанных в технических условиях на бесплатформенную инерциальную навигационную систему, при этом если при оценке нескольких бесплатформенных инерциальных навигационных систем выявлены бесплатформенные инерциальные навигационные системы разности с участием значений которых превышают пороги, то выполняется поиск пары бесплатформенных инерциальных навигационных систем у которых взаимные разности наименьшие и их значения наиболее приближены к параметрам навигационной аппаратуры потребителей глобальной спутниковой навигационной систем по составляющим скорости и координатам, при превышении порога попарными разницами одноименных параметров всех бесплатформенных инерциальных навигационных систем производится оценка попарных разниц путем средневзвешенного осреднения курса двух каналов всех бесплатформенных инерциальных навигационных систем с использованием реализаций дисперсий оценки курса DK, в соответствии с формулойUnlike the prototype [16], in the proposed technical solution, when the threshold is exceeded when using the majority attribute of the same parameters of two or more strapdown inertial navigation systems, pairwise differences in the readings of strapdown inertial navigation systems for each generated parameter are compared with thresholds equal to twice the value of the generation errors parameters specified in the technical specifications for the strapdown inertial navigation system, while if When evaluating several strapdown inertial navigation systems, strapdown inertial navigation systems with differences whose values exceed thresholds are detected, a pair of strapdown inertial navigation systems with the smallest mutual differences is searched for and their values are closest to the parameters of the navigation equipment of global satellite navigation system consumers by speed components and coordinates, when the threshold is exceeded by pairwise differences of the same name of all strapdown inertial navigation systems' dimensions, pairwise differences are estimated by weighted average averaging the course of two channels of all strapdown inertial navigation systems using the course estimation variance implementations D K , in accordance with the formula
K=(Ki*mKj2+Kj*mKi2)/(mKj2*mKi2),K = (Ki * m K j 2 + Kj * m K i 2 ) / (m K j 2 * m K i 2 ),
где: i, j - номера информационного канала, полученных осреднением курса 3-х и 4-х каналов - 1-2-3, 1-2-4, 1-3-4, 2-3-4, 1-2-3-4.where: i, j - information channel numbers obtained by averaging the course of 3 and 4 channels - 1-2-3, 1-2-4, 1-3-4, 2-3-4, 1-2- 3-4.
Pi=1/mi 2 - вес измеренного значения канала i,P i = 1 / m i 2 - weight of the measured value of channel i,
mi - среднеквадратическая погрешность (СКП) измеренного значения канала i.m i - the standard error (SEC) of the measured value of channel i.
При испытаниях в морских условиях двух БИНС типа «Кама-НС-В», в качестве исходных выходных параметров использовались реализации 4-х каналов по курсу (К).When testing two marine SINSs of the Kama-NS-V type under sea conditions, we used the implementation of 4 channels at the heading (K) as the initial output parameters.
В таблице 1 представлены результаты оценки следующих реализаций курса:Table 1 presents the evaluation results of the following course implementations:
- исходных каналов - 1, 2, 3, 4- source channels - 1, 2, 3, 4
- полученных простым осреднением курса 2-х каналов - 1-2, 1-3, 1-4, 2-3, 2-4, 3-4- obtained by simple averaging of the course of 2 channels - 1-2, 1-3, 1-4, 2-3, 2-4, 3-4
- полученных средневзвешенным осреднением курса 2-х каналов - 1-2с, 1-3с, 1-4с, 2-3с, 2-4 с, с использованием реализаций дисперсий оценки курса DK, в соответствии с формулой- obtained by weighted average averaging of the course of 2 channels - 1-2s, 1-3s, 1-4s, 2-3s, 2-4 s, using implementations of variances of the course estimation D K , in accordance with the formula
K=(Ki*mKj2+Kj*mKi2)/(mKj2*mKi2),K = (Ki * m K j 2 + Kj * m K i 2 ) / (m K j 2 * m K i 2 ),
где: i, j - номера информационного канала, полученных осреднением курса 3-х и 4-х каналов - 1-2-3, 1-2-4, 1-3-4, 2-3-4, 1-2-3-4.where: i, j - information channel numbers obtained by averaging the course of 3 and 4 channels - 1-2-3, 1-2-4, 1-3-4, 2-3-4, 1-2- 3-4.
Pi=1/mi 2 - вес измеренного значения канала i,P i = 1 / m i 2 - weight of the measured value of channel i,
mi - среднеквадратическая погрешность измеренного значения канала i.m i - the standard error of the measured value of channel i.
Во втором и третьем столбцах таблицы 1 представлены максимальное и минимальное значения реализаций курса.The second and third columns of table 1 show the maximum and minimum values of course implementations.
В четвертом столбце приведена разница между максимальным и минимальным значениями реализации.The fourth column shows the difference between the maximum and minimum implementation values.
В пятом столбце приведено максимальное отклонение реализации курса от эталонного значения - 10°.The fifth column shows the maximum deviation of the implementation of the course from the reference value - 10 °.
Анализ приведенных в таблице 1 оценок погрешностей курса показывает, что повышение точности в 4 раза (до 3 угловых минут) достигается в следующих реализациях: один канал - 25% реализаций; два канала - 33% реализаций; два канала со средневзвешенным осреднением - 17% реализаций; три канала - 75% реализаций; четыре канала - 100% реализаций.The analysis of the course error estimates given in Table 1 shows that a 4-fold increase in accuracy (up to 3 arc minutes) is achieved in the following implementations: one channel — 25% of implementations; two channels - 33% of sales; two channels with weighted average averaging - 17% of sales; three channels - 75% of sales; four channels - 100% of implementations.
Следует отметить, что 100% реализаций, использующих даже 3 канала, обеспечивают точность выработки курса на уровне 5 угловых минут, то есть повышение точности в 2,4 раза (относительно заявленной точности - 12 угловых минут).It should be noted that 100% of implementations using even 3 channels ensure accuracy of the course development at the level of 5 arc minutes, that is, an increase in accuracy by 2.4 times (relative to the stated accuracy - 12 arc minutes).
Кроме того, выявленная малая эффективность средневзвешенного осреднения послужила основанием не использовать этот метод при последующей оценки остальных параметров.In addition, the revealed low efficiency of the average weighted averaging served as the basis not to use this method in the subsequent assessment of the remaining parameters.
Проведенный анализ показывает, что осреднение выходной информации каналов, например, БИНС «Кама-НС-В», широко применяемой на морских подвижных объектах, позволяет повысить точность выработки курса в 2,4 раза при комплексировании 3-х каналов и в 4 раза при комплексировании 4-х каналов.The analysis shows that averaging the output information of channels, for example, SINS "Kama-NS-V", which is widely used on marine moving objects, allows to increase the accuracy of the course by 2.4 times when combining 3 channels and 4 times when combining 4 channels.
Одной из подзадач комплексирования является информационный контроль выработки параметров инерциальных измерительных блоков для учета в выработке комплексированных выходных параметров.One of the sub-tasks of integration is the information control of generating parameters of inertial measuring units for accounting in the development of integrated output parameters.
Достоверность информации каждого измерительного канала БИНС, определяется на основании его собственного автономного контроля, проводимого с учетом навигационных параметров поступающих от ГНСС и относительного лага.The reliability of the information of each measuring channel of the SINS is determined on the basis of its own autonomous control carried out taking into account the navigation parameters received from the GNSS and the relative lag.
Алгоритм информационного контроля при четырех или трех измерительных каналов в обработке основан на мажоритарной выборке и, при необходимости, в сравнении попарных разностей показаний БИНС.The information control algorithm for four or three measuring channels in processing is based on a majority sample and, if necessary, in comparing pairwise differences in SINS readings.
В информационном контроле принимают участие измерительные каналы БИНС, имеющие одинаковый, но наиболее приоритетный, признак готовности и параметры которых достоверны.In the information control, measuring SINS channels are involved, which have the same, but the highest priority, readiness sign and parameters of which are reliable.
Признак готовности определяется по времени с момента запуска БИНС:The sign of readiness is determined by the time since the launch of SINS:
с 0-й по 3-ю - минуты параметры не вырабатываются;from 0 to 3 - minutes the parameters are not generated;
с 4-ой минуты - с достоверностью вырабатываются параметры стабилизации;from the 4th minute - stabilization parameters are generated with certainty;
с - 31-ой по 60 минуту - с признаком достоверно вырабатывается курс с точностью не хуже 1°;from 31st to 60th minute - with a sign a course is reliably developed with an accuracy of no worse than 1 °;
с 61-ой минуты - все параметры вырабатываются с признаком достоверно, в соответствии с техническими условиями на конкретную БИНС.from the 61st minute - all parameters are generated with a sign reliably, in accordance with the technical conditions for a particular SINS.
В качестве основного параметра используется параметр К (курс), но оценка выработки осуществляется по всем параметрам, вырабатываемым всеми четырьмя измерительными каналами БИНС. Каждый измерительный канал проходит контроль по критерию разницы параметров с ГНСС.The parameter K (course) is used as the main parameter, but the output is estimated according to all parameters generated by all four SINS measuring channels. Each measuring channel passes control according to the criterion of the difference of parameters with GNSS.
При мажоритарной выборке выполняется оценка разностей параметров, вырабатываемых каждым измерительным каналом с осредненными значениями параметров, поступающих от всех измерительных каналов, участвующих в обработке, на предмет превышения установленного порога. Для данного метода значения порогов равны значениям погрешностей выработки параметров, указанных в технических условиях на БИНС. Например, в БИНС «Кама-НС-В» для параметра К (курс географический) порог разницы курсов равен 12'.In the majority sample, the differences of the parameters generated by each measuring channel are estimated with the average values of the parameters coming from all the measuring channels participating in the processing for exceeding the set threshold. For this method, the threshold values are equal to the values of the errors in the development of the parameters indicated in the technical conditions for SINS. For example, in the KAMA-NS-V SINS, for the parameter K (geographical rate), the threshold for the difference in rates is 12 '.
В случае отсутствия факта расхождения по одноименным параметрам, все измерительные каналы участвуют в формировании выходных данных путем алгебраического осреднения.In the absence of the fact of a discrepancy in the parameters of the same name, all measuring channels participate in the formation of the output data by algebraic averaging.
Если при обработке данных от 4-х измерительных каналов превышение порога выявлено для одного измерительного канала, то этот измерительный канал исключается из обработки (см. алгоритм исключения измерительного канала из обработки - фиг. 2) и выполняется контроль мажоритарным методом для 3-х измерительных каналов.If, when processing data from 4 measuring channels, a threshold is detected for one measuring channel, then this measuring channel is excluded from processing (see the algorithm for excluding a measuring channel from processing - Fig. 2) and the majority method controls for 3 measuring channels .
В случае превышения порога при использовании мажоритарного метода одноименных параметров двух и более измерительных каналов, выполняется сравнение попарных разностей показаний измерительных каналов для каждого, вырабатываемого задачей, параметра с порогами, равными удвоенному значению погрешностей выработки параметров, указанных в технических условиях на БИНС. Например, в БИНС «Кама-НС-В» для параметра К (курс географический) порог по парной разницы курсов равен 24'.If the threshold is exceeded when using the majority method of the same parameters of two or more measuring channels, the pairwise differences in the readings of the measuring channels for each parameter generated by the task are compared with thresholds equal to twice the value of the errors in the generation of parameters specified in the technical specifications for SINS. For example, in the KAMA-NS-V SINS, for the parameter K (geographical rate), the threshold for the pair difference in rates is 24 '.
При выявлении факта расхождения разницы по одноименным параметрам одного измерительного канала, он исключается из обработки (см. алгоритм исключения измерительного канала из обработки - фиг. 2)). Выработка значений выходных данных производится без параметров исключенного измерительного канала, то есть при начальной работе 4-х измерительных каналов остается 3, при работе 3-х измерительных каналов остается 2.If a fact of difference in the same parameters of one measuring channel is revealed, it is excluded from processing (see algorithm for excluding a measuring channel from processing - Fig. 2)). The output data are generated without the parameters of the excluded measuring channel, that is, during the initial operation of the 4 measuring channels, 3 remains, during the operation of the 3 measuring channels, 2 remains.
Если при оценке 4-х измерительных каналов выявлено два измерительных канала, разности с участием значений которых превышают пороги, то выполняется поиск пары измерительных каналов у которых взаимные разности наименьшие и их значения наиболее приближены к параметрам ГНСС по составляющим скорости и координатам. Другие два измерительных канала исключаются из обработки (см. алгоритм исключения измерительных каналов из обработки - фиг. 2).If, when evaluating 4 measuring channels, two measuring channels were identified whose differences involving values exceed thresholds, then a pair of measuring channels is searched for which the mutual differences are the smallest and their values are closest to the GNSS parameters in terms of velocity components and coordinates. The other two measuring channels are excluded from processing (see the algorithm for excluding measuring channels from processing - Fig. 2).
В случае отсутствия факта расхождения по одноименным параметрам производится осреднение данных.If there is no fact of discrepancy in the same parameters, the data are averaged.
В случае превышения порога попарными разницами одноименных параметров всех измерительных каналов производится оценка попарных разниц по другим параметрам и выявление измерительных каналов, который должен быть исключен из обработки. Дополнительно оцениваются попарные разницы параметров измерительных каналов с параметрами, поступающими от ГНСС с признаком «достоверно», а именно составляющие скорости и географические координаты места. Измерительный канал, разница параметров которого с параметрами ГНСС наименьшая, участвует в выработке выходных параметров. Если разница между параметрами измерительных каналов и ГНСС не превышает заданных значения порогов, то параметры этого измерительного канала участвует в формировании выходных параметров. Если и этот способ не позволяет определить измерительный канал вырабатывающие наиболее точные значения, то информация от БИНС считается недостоверной, при этом оператору на экране пульта управления высвечивается соответствующее предупреждение о недостоверности навигационных параметров от БИНС и необходимости оценки их работы. Значения порогов для оценки данных разниц равны суммам погрешностей одноименных параметров БИНС и ГНСС.If the threshold is exceeded by pairwise differences of the same parameters of all measuring channels, pairwise differences are estimated by other parameters and the measurement channels are identified, which should be excluded from processing. In addition, pairwise differences in the parameters of the measuring channels with the parameters coming from the GNSS with the sign “reliably” are estimated, namely the components of the speed and geographical coordinates of the place. The measuring channel, the difference of the parameters of which with the GNSS parameters is the smallest, is involved in the development of output parameters. If the difference between the parameters of the measuring channels and GNSS does not exceed the set thresholds, then the parameters of this measuring channel are involved in the formation of the output parameters. If this method also does not allow to determine the measuring channel generating the most accurate values, then the information from the SINS is considered unreliable, while the operator is warned on the control panel screen that the navigation parameters are unreliable from the SINS and the need to evaluate their operation. The threshold values for estimating these differences are equal to the sum of the errors of the same parameters of SINS and GNSS.
При мажоритарной выборке, за счет контроля разниц одноименных параметров между каждым измерительным каналом и ГНСС, исключается ситуация, при которой из обработки выводится исправный измерительный канал, так как измерительный канал демпфируются по скорости, поступающей от ГНСС, а соответственно в оценке 3-х измерительных каналов добавляется 4-ый источник данных от ГНСС, который по точности выработки скорости (0,05 м/с) превосходит БИНС, например, БИНС «Кама-НС-В» в 8 раз (0,4 м/с), то есть является эталоном.In a majority sample, by controlling the differences of the same parameters between each measuring channel and GNSS, the situation is excluded in which a working measuring channel is output from the processing, since the measuring channel is damped by the speed coming from the GNSS, and, accordingly, in the estimation of 3 measuring channels a fourth data source from GNSS is added, which in terms of accuracy of speed generation (0.05 m / s) exceeds SINS, for example, SINS "Kama-NS-V" by 8 times (0.4 m / s), that is benchmark.
При информационном контроле при выработке навигационных параметров по данным двух измерительных каналов, находящихся в обработке, осуществляется путем арифметического осреднения их показаний, если разность одноименных параметров не превышает значения порога равному удвоенному значению погрешности изложенной в технических условиях на БИНС. В противном случае используется информация от того измерительного канала, у которого обобщенный признак готовности больше, то есть больше параметров вырабатываются с признаком достоверно. Такая ситуация возможна во время приготовления, например, БИНС «Кама-НС-В», так как в период от 30 до 60 минут после запуска точность выработки курса составляет 1°, соответственно, нецелесообразно проводить осреднение курсов, заведомо вырабатываемых с разной точностью (запуск измерительных каналов одного или двух БИНС «Кама-НС-В» может быть выполнен оператором разновременно).In the information control during the development of navigation parameters according to the data of two measuring channels that are being processed, it is carried out by arithmetic averaging of their readings if the difference of the same parameters does not exceed the threshold value equal to twice the error value set out in the technical specifications for SINS. Otherwise, information from that measuring channel is used, in which the generalized sign of readiness is greater, that is, more parameters are generated reliably with the sign. Such a situation is possible during the preparation, for example, of the Kama-NS-V SINS, since in the period from 30 to 60 minutes after the launch, the accuracy of the course development is 1 °, therefore, it is inappropriate to average the courses known to be produced with different accuracy (launch measuring channels of one or two SINS "Kama-NS-V" can be performed by the operator at the same time).
Если признаки готовности одинаковы, но признаки автономного контроля разные, то используется информация от того измерительного канала, у которого отсутствует признак недостоверности.If the signs of readiness are the same, but the signs of autonomous control are different, then information from that measuring channel that does not have a sign of inaccuracy is used.
Дополнительно оцениваются попарная разница параметров измерительных каналов с параметрами, поступающими от ГНСС, по аналогии с информационным контролем 4-х или 3-х измерительных каналов.In addition, the pairwise difference in the parameters of the measuring channels with the parameters coming from the GNSS is estimated, by analogy with the information control of 4 or 3 measuring channels.
Если в контур включена только одна БИНС, то в качестве выходных данных задачи используются соответствующие выходные параметры этого средства, на основании его собственного автономного контроля. Для дополнительного контроля достоверности курса могут быть также использованы системы курсоуказания по визуальным и астронавигационным ориентирам или спутниковый компас.If only one SINS is included in the circuit, then the corresponding output parameters of this tool are used as the output of the task, based on its own autonomous control. For additional control over the reliability of the course, guidance systems for visual and astronautical landmarks or a satellite compass can also be used.
Алгоритм исключения измерительных каналов из обработки заключается в следующем.The algorithm for excluding measuring channels from processing is as follows.
Навигационные и динамические параметры, например, БИНС «Кама-НС-В» вырабатываются с частотой 100 Гц, но для расчета разницы принимаются значения с частотой 1 Гц (последнее из ста мгновенных значений за секунду). Если превышения разницы наблюдаются в течение 3-х секунд подряд, то соответствующий измерительный канал исключается из обработки. В случае разового превышения параметров включается автоматический контроль разницы в течении 16 минут 40 секунд (1000 секунд), если количество превышений не превышает 3-х, то все измерительные каналы участвуют в обработке. Если за указанное время наблюдается четыре превышения, то соответствующий измерительный канал исключается из обработки сразу. Время 16 минут 40 секунд выбрано исходя из формирования 1000 разниц, так как в технических условиях на БИНС «Кама-НС-В» погрешность выработки параметров указана для вероятности 0,997, соответственно из тысячи значений допускается 3 отклонения от требований технических условий. Применение предлагаемого технического решения позволяет повысить точность и достоверность выработки навигационных и динамических параметров БИНС.Navigation and dynamic parameters, for example, Kama-NS-V SINS are generated with a frequency of 100 Hz, but values with a frequency of 1 Hz (the last of one hundred instantaneous values per second) are taken to calculate the difference. If excess differences are observed for 3 consecutive seconds, then the corresponding measuring channel is excluded from processing. In case of a one-time excess of parameters, the automatic control of the difference is activated for 16 minutes 40 seconds (1000 seconds), if the number of excesses does not exceed 3, then all measuring channels are involved in the processing. If four excesses are observed during the indicated time, the corresponding measuring channel is excluded from processing immediately. The time of 16 minutes 40 seconds was selected based on the formation of 1000 differences, since in the technical conditions at the Kama-NS-V SINS, the error in generating the parameters is indicated for a probability of 0.997, respectively, out of a thousand values, 3 deviations from the requirements of the technical conditions are allowed. The application of the proposed technical solution improves the accuracy and reliability of the development of navigation and dynamic parameters SINS.
Источники информацииSources of information
1. Патент RU №2193162 С1, 20.11.2002.1. Patent RU No. 2193162 C1, 11/20/2002.
2. Патент RU №2460043 С1, 27.08.2012.2. Patent RU No. 2460043 C1, 08.27.2012.
3. Патент RU №2375680 С1, 10.12.2009.3. Patent RU No. 2375680 C1, 12/10/2009.
4. Заявка US №20020008661 А1, 24.01.2002.4. Application US No. 20020008661 A1, 01.24.2002.
5. Патент RU №2677099, 15.01.2019.5. Patent RU No. 2677099, 01/15/2019.
6. Патент RU №2107897 С1, 27.03.1998.6. Patent RU No. 2107897 C1, 03/27/1998.
7. Патент RU №2256881 С2, 20.07.2005.7. Patent RU No. 2256881 C2, 07.20.2005.
8. Патент RU №2406973 С2, 20.12.2010.8. Patent RU No. 2406973 C2, 12.20.2010.
9. Патент ЕР №1489381 А2, 22.12.2004.9. EP patent No. 1489381 A2, 12/22/2004.
10. Патент RU №2577567 С1, 20.03.2016.10. Patent RU No. 2577567 C1, 03.20.2016.
11. Патент US №6408245 В1, 18.06.2002.11. US patent No. 6408245 B1, 06/18/2002.
12. Патент RU №2380656 Cl, 27.01.2010.12. Patent RU No. 2380656 Cl, 01/27/2010.
13. Патент RU №2265190 С1, 27.11.2005.13. Patent RU No. 2265190 C1, 11.27.2005.
14. Патент ЕР №0763714 А2, 26.07.1996.14. EP patent No. 0763714 A2, 07.26.1996.
15. Патент SU №1747905 А1, 15.07.1992.15. Patent SU No. 1747905 A1, 07/15/1992.
16. Патент RU №2634082 С1, 23.10.2017.16. Patent RU No. 2634082 C1, 10.23.2017.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019114369A RU2708901C1 (en) | 2019-05-07 | 2019-05-07 | Method for integration of strapdown inertial navigation systems |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019114369A RU2708901C1 (en) | 2019-05-07 | 2019-05-07 | Method for integration of strapdown inertial navigation systems |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2708901C1 true RU2708901C1 (en) | 2019-12-12 |
Family
ID=69006814
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019114369A RU2708901C1 (en) | 2019-05-07 | 2019-05-07 | Method for integration of strapdown inertial navigation systems |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2708901C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114705184A (en) * | 2021-12-31 | 2022-07-05 | 北京理工大学 | Integrated intelligent error compensation method for nine-axis attitude sensor based on neural network |
| RU2823452C1 (en) * | 2023-10-12 | 2024-07-23 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Method of integrating navigation information of strapdown inertial navigation systems with priority selection system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1747905A1 (en) * | 1990-10-31 | 1992-07-15 | Botuz Sergej P | Method of multichannel recording of measurement results and device thereof |
| EP0763714A2 (en) * | 1995-08-22 | 1997-03-19 | The Boeing Company | Cursor controlled navigation system for aircraft |
| US6408245B1 (en) * | 2000-08-03 | 2002-06-18 | American Gnc Corporation | Filtering mechanization method of integrating global positioning system receiver with inertial measurement unit |
| RU2265190C1 (en) * | 2004-03-23 | 2005-11-27 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Complex navigation system |
| RU2634082C1 (en) * | 2016-06-02 | 2017-10-23 | Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") | Method of complexing strapdown inertial navigation systems |
-
2019
- 2019-05-07 RU RU2019114369A patent/RU2708901C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1747905A1 (en) * | 1990-10-31 | 1992-07-15 | Botuz Sergej P | Method of multichannel recording of measurement results and device thereof |
| EP0763714A2 (en) * | 1995-08-22 | 1997-03-19 | The Boeing Company | Cursor controlled navigation system for aircraft |
| US6408245B1 (en) * | 2000-08-03 | 2002-06-18 | American Gnc Corporation | Filtering mechanization method of integrating global positioning system receiver with inertial measurement unit |
| RU2265190C1 (en) * | 2004-03-23 | 2005-11-27 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Complex navigation system |
| RU2634082C1 (en) * | 2016-06-02 | 2017-10-23 | Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") | Method of complexing strapdown inertial navigation systems |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| БАБИЧ О.А. Обработка информации в навигационных комплексах. - М.: Машиностроение, 1991, с.6-16, 391-507. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114705184A (en) * | 2021-12-31 | 2022-07-05 | 北京理工大学 | Integrated intelligent error compensation method for nine-axis attitude sensor based on neural network |
| RU2823452C1 (en) * | 2023-10-12 | 2024-07-23 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Method of integrating navigation information of strapdown inertial navigation systems with priority selection system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Ladetto et al. | Digital magnetic compass and gyroscope integration for pedestrian navigation | |
| RU2558724C2 (en) | Diagnostic complex for determination of pipeline position, and method for determining relative displacement of pipeline as per results of two and more inspection passes of diagnostic complex for determination of pipelines position | |
| Kneip et al. | Deterministic initialization of metric state estimation filters for loosely-coupled monocular vision-inertial systems | |
| RU2463558C1 (en) | Method of determining heading towards geographical north using current coordinate inertial counter | |
| CN107490803A (en) | Using GPS and inertial navigation system to robot localization orientation method | |
| Salychev | Verified approaches to inertial navigation | |
| CN106153069B (en) | Attitude rectification device and method in autonomous navigation system | |
| Tao et al. | Precise displacement estimation from time-differenced carrier phase to improve PDR performance | |
| US20140249750A1 (en) | Navigational and location determination system | |
| RU2708901C1 (en) | Method for integration of strapdown inertial navigation systems | |
| Maliňák et al. | Pure-inertial AHRS with adaptive elimination of non-gravitational vehicle acceleration | |
| RU2654964C1 (en) | Method for determining of adjustment corrections in the strap down inertial navigation system | |
| Liu et al. | Geomagnetism aided inertial navigation system | |
| RU2539131C1 (en) | Strapdown integrated navigation system of average accuracy for mobile onshore objects | |
| Emel’yantsev et al. | Initial alignment of SINS measuring unit and estimation of its errors using satellite phase measurements | |
| CN115060275A (en) | A method for selecting optimal navigation information for multiple inertial navigation devices | |
| RU2502049C1 (en) | Small-size platformless inertial navigation system of medium accuracy, corrected from system of air signals | |
| RU2386107C1 (en) | Independent method of determining initial orientation of instrument coordinate system of gimballess inertial unit of controlled object relative base coordinate system | |
| RU2348009C1 (en) | Gravimetric method to define deviation of plumb-line in ocean on mobile object | |
| Binder | Construction of a geographically oriented horizon trihedron in gyroscopic orientation systems intended to aid navigation dead reckoning part 1. Gyroscopic orientation with a correctable pendulum. Implementation in a free gyroscope | |
| RU2594631C1 (en) | Method of determining spatial orientation angles of aircraft and device therefor | |
| Jerath et al. | GPS-free terrain-based vehicle tracking performance as a function of inertial sensor characteristics | |
| Wang et al. | Separability analysis for multiple faults in GNSS/INS integration | |
| CN113721282A (en) | Three-dimensional pose determination system with multi-faceted integrity solution | |
| Emel’yantsev et al. | Vertical deflection determination in high latitudes using precision IMU and two-antenna GNSS system |