Издательство
Каталог
Авторам
Рекламодателям
КонтактыВНИМАНИЕ!
Новый адрес редакций журналов Колодезный пер., 2 А.
ООО «Издательство «Инновационное машиностроение»
- КНИГИ Прайс-лист
- ЖУРНАЛЫ Прайс-лист
Книги и журналы, просмотренные ранее
Статьи автора
К последнему номеру журналаВсе статьи автора в журнале: Ху Ц.
- Оценивание состояния неопределённых системAssessment of the uncertain systems stateАвторы статьиAuthorsХу Ц.Hu TS.Чжан Л.CHjan L.Мин Я.Min YA.Ли Ю.Li YU.Шэнь К.Shen K.
Оценивание состояния неопределённых систем
Рассмотрены особенности оценивания переменных состояния неопределённых систем с использованием фильтра Калмана и виртуальной модели. Для этого применён адаптивный нелинейный фильтр Калмана с самоорганизующейся моделью. Сформирован ансамбль критериев селекции алгоритма самоорганизации, позволяющий строить модели с необходимыми характеристиками. Предложено решение задачи оценивания погрешностей навигационной системы летательного аппарата. Проведено моделирование по данным лабораторного эксперимента с навигационными системами Ц060К и КИНД34-059.
Ключевые слова
алгоритм оценивания; фильтр Калмана; неопределённая система; виртуальная модель; самоорганизация; критерии селекции; погрешности навигационных систем; летательный аппарат
Assessment of the uncertain systems state
The features of estimating the variables states of uncertain systems by using Kalman filter and a virtual model are considered. For this, an adaptive non-linear Kalman filter with a self-organizing model is applied. An ensemble of criteria for the selection of a self-organization algorithm, which makes it possible to build models with the necessary characteristic is formed. A problem solution of the errors estimating for the aircraft navigation system is proposed. Modeling according to a laboratory experiment dates with navigation systems Ts060K and KIND34-059 is carried out.
Keywords
estimation algorithm; Kalman filter; uncertain system; virtual model; self-organization; selection criteria; errors of navigation systems; aircraft
- Разработка компактных алгоритмов параметрической идентификации для беспилотных летательных аппаратовDevelopment of compact parametric identification algorithms for unmanned aircraftАвторы статьиAuthorsХу Ц.Hu TS.Лукьянова Н.В.Lukyanova N.V.Селезнева М.С.Selezneva M.S.Неусыпин К.А.Neusypin K.А.
Разработка компактных алгоритмов параметрической идентификации для беспилотных летательных аппаратов
Рассмотрены подходы к решению задачи параметрической идентификации в системах управления беспилотными летательными аппаратами малого класса при использовании математических моделей с неизвестными параметрами. Выбраны компактные алгоритмы параметрической идентификации, основанные на скалярном подходе. Работоспособность алгоритмов подтверждена методом математического моделирования.
Ключевые слова
беспилотный летательный аппарат; математическая модель; критерий идентифицируемости; идентификация параметров модели; компактный алгоритм идентификации
Development of compact parametric identification algorithms for unmanned aircraft
Approaches to solving the problem of parametric identification in the control systems of small-class unmanned aircrafts using mathematical models with unknown parameters are considered. Compact parametric identification algorithms based on a scalar approach are selected. The efficiency of the algorithms is confirmed by the method of mathematical modeling.
Keywords
unmanned aircraft; mathematical model; identifiability criterion; identification of model parameters; compact identification algorithm
- Моделирование алгоритмов оценивания погрешностей инерциальных навигационных систем по данным лабораторного экспериментаModeling of algorithms for estimating errors of inertial navigation systems according to a laboratory experiment data areАвторы статьиAuthorsХу Ц.Hu TS.Неусыпин К.А.Neusypin K.А.Пролетарский А.В.Proletarskiy A.V.Селезнева М.С.Selezneva M.S.
Моделирование алгоритмов оценивания погрешностей инерциальных навигационных систем по данным лабораторного эксперимента
Рассмотрены алгоритмы оценивания, используемые в схемах коррекции инерциальных навигационных систем летательных аппаратов. Исследованы фильтр Калмана и его адаптивные модификации, способные функционировать в условиях отсутствия априорной информации о статистических характеристиках входного и измерительного шумов. Оценка точности алгоритмов проведена с помощью математического моделирования и моделирования по данным полунатурного эксперимента с реальной инерциальной навигационной системой. Определение точности компенсации погрешностей проведено с помощью специальной методики.
Ключевые слова
летательный аппарат; инерциальная навигационная система; фильтр Калмана; адаптивный алгоритм оценивания; полунатурное моделирование
Modeling of algorithms for estimating errors of inertial navigation systems according to a laboratory experiment data are
The estimation algorithms used in the correction schemes of aircraft inertial navigation systems are considered. The Kalman filter and its adaptive modifications capable to function in the absence of a priori information about the statistical characteristics of the input and measuring noise are studied. Evaluation of the algorithms accuracy by using a mathematical modeling and modeling according to the data of a semi-natural experiment with a real inertial navigation system is carried out. The accuracy of error compensation was determined by using a special methodology.
Keywords
aircraft; inertial navigation system; Kalman filter; adaptive estimation algorithm; semi-natural modeling
- Исследование БИНС низкой точности для беспилотной машиныResearching of the low-precision SINS research for an unmanned vehicleАвторы статьиAuthorsХу Ц.Hu TS.Клычников В.В.Klychnikov V.V.Пролетарский А.В.Proletarskiy A.V.Неусыпин К.А.Neusypin K.А.Селезнева М.С.Selezneva M.S.hqchqc3@gmail.comhqchqc3@gmail.com
Исследование БИНС низкой точности для беспилотной машины
УДК 681.513
DOI: 10.36652/0869-4931-2020-74-10-463-469
Исследована малогабаритная инерциальная навигационная система Gyrolab GL VG 109. Показано, что система обладает низкой точностью, поэтому применять её для определения параметров беспилотного автомобиля в автономном режиме нельзя. Коррекция системы от спутниковой навигационной системы существенно повышает точность определения параметров беспилотного автомобиля, но только в условиях устойчивых сигналов спутниковой навигационной системы (СНС). Сформировано алгоритмическое обеспечение системы коррекции навигационной системы на базе скалярного адаптивного алгоритма оценивания и процедуры идентификации. Использование алгоритмической коррекции БИНС от СНС с помощью алгоритма оценивания позволяет достичь точности, которая соответствует системам третьего класса точности.
Ключевые слова
бесплатформенная инерциальная навигационная система; беспилотный автомобиль; коррекция; спутниковая навигационная система; алгоритм скалярного оценивания; скалярная идентификация; анализ точности
Researching of the low-precision SINS research for an unmanned vehicle
A small-sized inertial navigation system (SINS) Gyrolab GL VG 109 is researched. It is shown that this system has low accuracy; therefore it cannot be used to determine the parameters of an unmanned vehicle in an autonomous mode. Correction of the system from the satellite navigation system significantly increases the accuracy of determining the parameters of an unmanned vehicle, but only under conditions of stable signals from the satellite navigation system (SNS). The algorithmic support for the correction facility of the navigation system based on the scalar adaptive estimation algorithm and identification procedure is formed. The use of algorithmic correction of SINS from SNS using an estimation algorithm allows achieving an accuracy that corresponds to systems of the third accuracy class.
Keywords
inertial navigation system without platform; unmanned vehicle; correction; satellite navigation system; scalar estimation algorithm; scalar identification; analysis of accuracy
- Параметрическая идентификация модели погрешностей инерциальной навигационной системы летательного аппаратаParametric identification of the error model for the aircraft inertial navigation systemАвторы статьиAuthorsХу Ц.Hu TS.Селезнева М.С.Selezneva M.S.Пролетарский А.В.Proletarskiy A.V.Неусыпин К.А.Neusypin K.А.hqchqc3@gmail.comhqchqc3@gmail.com
Параметрическая идентификация модели погрешностей инерциальной навигационной системы летательного аппарата
УДК 681.511
DOI: 10.36652/0869-4931-75-2021-75-7-317-321
Исследована задача повышения точности оценивания погрешностей инерциальных навигационных систем с помощью идентификации параметров модели. Представлена схема коррекции навигационных систем с алгоритмом оценивания. Определена точность оценивания погрешностей инерциальной навигационной системы с помощью нестационарного адаптивного фильтра Калмана при изменении средней частоты изменения случайного дрейфа гироскопа. Предложен простой способ параметрической идентификации средней частоты изменения случайного дрейфа с использованием настроечного коэффициента. Проведён анализ результатов моделирования алгоритма оценивания с использованием данных лабораторных экспериментов с серийной навигационной системой Ц-060К. В моделях алгоритма оценивания использованы различные значения средней частоты изменения случайного дрейфа.
Ключевые слова
летательный аппарат; инерциальная навигационная система; алгоритм оценивания; параметрическая идентификация; средняя частота случайного дрейфа гироскопа; настроечный коэффициент; точность оценивания
Parametric identification of the error model for the aircraft inertial navigation system
The problem of increasing the accuracy at estimating the inertial navigation systems errors by using identifying the parameters of the model is investigated. A scheme for correcting navigation systems with an estimation algorithm is presented. The accuracy of the errors estimation for the inertial navigation system by using the nonstationary adaptive Kalman filter when the average frequency of the gyroscope random drift changes is determined. A simple method for parametric identification of the change average frequency of a random drift by using a tuning coefficient is proposed. The results analysis of the estimation algorithm modeling by using the data of laboratory experiments with the serial navigation system Ts-060K is carried out. In the models of the estimation algorithm different average frequency values of the random drift change are used.
Keywords
aircraft; inertial navigation system; estimation algorithm; parametric identification; average frequency of random gyroscope drift; tuning factor; estimation accuracy
