Uticaj mesta ugradnje inercijalnog mernog bloka i akcelerometara na grešku u određivanju pozicije aviona Текст научной статьи по специальности «Химические технологии»

Mr Slobodan Janićijević, pukovnik, dipi. inž. VP 9$ 13 Beograd

UTICAJ MESTA UGRADNJEINERCIJALNOG MERNOG BLOKAIAKCELEROMETARA NA GREŠKU U ODREĐIVANJU POZICIJE AVIONA

UDC: 623.746 :629.7.052 : 531.768

Rezime:

U ovom članku analiziran je uticaj mesta ugradnje inercijalnog memog Ыока (1MB) и avionu i mesta ugradnje akcelerometara и 1MB na taćnost odredivanja pozicije pomoću bes-platformskog inercijalnog navigacijskog sistema (BINS). Pokazano je da se ovi uticaji ne mogu uvek zanemariti. Izračunata je ukupna greSka и odredivanju pozicije aviona ako se 1MB ugraduje van centra rotacije aviona, a akcelerometri van centra 1MB. Predloiena je op-timalna orijentacija akcelerometara и IMB-u, kako bi se minimizirao uticaj ugradnje akcelerometara van centra 1MB na tačnost odredivanja pozicije aviona. Predloien je i način kom-penzacije greJke.

KljuČne red: inercijalni merni blok, akcelerometar, ugradnja, mesto ugradnje, taćnost. pozi-cija.

SIZE EFFECT OF THE INERTIAL MEASUREMENT UNIT AND INSIDE IMU ACCELEROMETERS ON AIRCRAFT POSITION ERROR

Summary:

This paper analyzes the mounting offset size effect of the inertial measurement unit (IMU) in aircraft and accelerometers mounting offset size effect in the IMU on the accuracy of strapdown inertial navigation system (SD1NS). It is also shown that these effects cannot be always neglected. The total size effect error for the IMU has beenthe computed. An accelerometers optimum orientation inside the IMU has been prosposed to minimize size effects on the accuracy of navigation parameters. A manner to compensate these size effects has been proposed as well.

Key words: inertial measurement unit, accelerometer, mounting, size effect, accuracy, position.

Uvod

Inercijalni merni blok je najveći i najskuplji deo BINS-a. Savremeni IMB sastoji se od sledećih, najčešće redundo-vanih delova: senzora (žiroskopi i akcelerometri), bloka za napajanje, procesora i magistral podataka. Idealno mesto za

ugradnju IMB nalazi se u centru rotacije aviona, a akcelerometara u centru IMB. Odstupanje mesta ugradnje IMB od centra ose rotacije aviona i akcelerometara od centra IMB utiče na pojavu greške u merenju ubrzanja aviona, a samim tim i pozicije aviona u referentnom (inercijal-nom) koordinatnom sistemu.

VOJNOTEHNlCKJ GLASNIK 2/2003.

171

U literatim [1] pokazano je da ugrad-nja jednog akcelerometra van centra rota-cije aviona izaziva „greSku zbog ugradnje akcelerometra van centra rotacije aviona11, ali ako IMĐ ima vi5e akcelerometara (naj-češće 3 i više) onda ugradnja IMB van centra rotacije aviona i akcelerometara van centra 1MB izaziva pojavu „greSke zbog ugradnje IMB van centra rotacije aviona11 i „greške zbog ugradnje akcelero-mctara van centra 1MB“.

U ovom radu prikazan je postupak izračunavanja ukupne greSke u odrediva-nju pozicije aviona ako se IMB ugradi van centra rotacije aviona, a akcelerome-tri van centra IMB. Ukazano je da se op-timalnom orijentacijom akcelerometara u IMB, greSke u odredivanju pozicije aviona ili raketc, zbog ugradnje IMB van centra rotacije aviona i akcelerometara van centra IMB, mogu minimizirati i kompenzirati koristeći signale od žiro-skopa, koji su sastavni delovi IMB. Pred-ložen je način i algoritam kompenzacije ovih gre&aka.

U literaturi [1-3], uticaj mesta ugradnje senzora u avionu na tačnost odredivanja pozicije, koju daje BINS, označava se kao „size effect‘ ili „greSka zbog ugradnje11.

Izraćunavanje svih grešaka obuhva-ćenih ovim radom izvedeno je u paketu MathCad Proffesional 7 na računaru PC II Pentium.

IzraĆunavanje greške ubrzanja zbog ugradnje akcelerometra van centra rotacije aviona

Na slid 1 prikazana su dva koordi-natna sistema: nepokretni (inercijalni) sa osama (X, Y, Z), koji je vezan na Zemlju, i pokretni (x, y. z), koji je vezan za avion.

Tačka P vezana je za pokretni koor-dinatni sistem i pretpostavlja se da je u njoj ugraden akcelerometar К iz sastava

IMB. Vektori R^,RK i rK su vektori po-ložaja povezani jednačinom:

RK-Ro + rK

0)

Uglovna brzina pokretnog koordinat-nog sistema u odnosu na nepokretni ozna-čena je sa w. Koristeći oznake za vektor apsolutnog ubrzanja pokretne tačke u odnosu na nepokretni koordinatni sistem, prema [21 (jednaCina 2-29), ubrzanje tač-ke P, odnosno akcelerometra K, je:

- -

ap = aK =—^ +

XrK + U'X

dr

( d

— I + w

dt

dw

V» +—x " dt

( d

— I + w {dt

ili

- d% ..............

aK = —rr + am+2wxvn + wxrr +

dr

+ wx(wxrK)

(i)

gde je „X11 vcktorsko množenje, vm rela-tivna brzina tačke P u odnosu na pokretni

sistem Oxyz, a operator | —

se odnosi

na izvod po vremenu veličina u pokret-nom koordinatnom sistemu.

Koordinatni početak Q jc ncpokrct-na tačka u inercijalnom prostoru, a koordinatni početak О je centar rotacije aviona. Pošto je akcelerometar К čvrsto vezan za telo aviona, onda je:

d_ = 0 i v = 0

И ff)

(2)

172

VOJNOTEHNlCKJ GLASNIK 2/2003.

Ubrzanje duž ulazne ose akcelero-metra K. je skalami proizvod vektora ubr-zanja ак i jediničnog vektora ик, Cijije pravac duž njegove ulazne ose, tj.:

°K, =“*•«* (3)

Ako je akcelerometar K. idealno ugrađen, odnosno ugraden u tački О centra rotacije, onda je

Kod realne ugradnje, akcelerometar К se nalazi na rastojanju rK od centra rotacije О aviona i men ubrzanje aIma-jući u vidu da je am = 0 i = 0, razlika izmedu komponente apsolutnog ubrzanja u pravcu ulazne ose akcelerometra, u slu-čaju njegove ugradnje van centra rotacije, i komponente apsolutnog ubrzanja, u slučaju njegove ugradnje u centar rotacije, jeste:

= 0

(4)

Kada se izraz (4) zameni u (2), do-bija se da je projekcija apsolutnog ubrzanja na pravac ulazne ose akcelerometra:

aia.rK-o

(5)

£K~aK! aKt.rKm0”

г- - . / . - - (6)

= [wxrK+wx(wxrK)]-uK

Zapaža se da prvi Clan jednačine (6) predstavlja uticaj tangencijalnog ubrzanja, dok drugi Clan predstavlja uticaj cen-tripctalnog ubrzanja tačkc P. Iz jednačine (6) može se videti da je razlika ubrzanja,

SI. / - Geometrijski odnosi izmedu koordinatnih sistema

VOJNOTEHNlCKl GLASNIK 2/200Э.

173

usled ugradnje akcelerometra К van centra rotacije aviona О, proporcionatna ra-stojanju гк između akcelerometra К i centra ose rotacije О. Dvostrukim inte-grisanjem razlike ubrzanja ек lako se mo-že odrediti greška u određivanju pozicije aviona u odnosu na nepokretni koordi-natni sistem.

Izračunavanje greške ubrzanja zbog ugradnje IMB van centra rotacije aviona i akcelerometara van centra IMB

3

ё = £{[wxrir + Й’Х(«’Х'*)]“*К

К»1

Vektor položaja rK za svaki akcele-rometar može se razložid na komponente f i dK, kao Sto je to prikazano na slici 2.

Vektor položaja f je vektor položa-ja tačke S (slika 2), odnosno centra IMB, od О - centra rotacije aviona, a dK jc vektor položaja K-tog akcelerometra u odnosu na ccntar S IMB. Tada je:

ifK=r + dK (8)

Ako se pretpostavi da se IMB sasto-ji od К akcelerometara, ukupna razlika ubrzanja tada je:

^=Е{[ЛхЯ*+й,х(й’хЯ*)]■“*}«* v)

к

Ako sc u jednačini (6) umesto jed-nog akcelerometra doda onoliko akcelerometara koliko ih ima 1MB, odnosno za triadu Ce biti tri - Ut V, W, onda je ukupna razlika ubrzanja:

Zamenom izraza (8) u (7), i prime-nom zakonitosti distribucije kod vektor-skog množenja, jednačina (7) poprima sledeći oblik:

ё = ^{[tvXr + 3vx(wxr)]wA.}u/r +

K (9)

+Z{[i5x^*+Лх(Лх^)]'“*}“*

Prvi Clan jednaCine (9) pojavljuje se zbog toga Sto je vrednost vektora r * 0.

174

VOJNOTEHNIĆKJ GLASNIK 2/2003.

Ovaj član nastaje zbog ugradnje 1MB van centra rotacije О aviona, i bićc ozna-čen sa em i nazvan „greSka zbog ugradnje 1MB van centra rotacije aviona".

*«=Х{[^хг+1*х(*хЯ>]*м*}“* (10)

к

Drugi član jednačine (9) pojavljuje se zbog toga Sto je vrednost vektora

dK Ф 0. Ovaj član nastaje zbog ugradnje akcelerometara van centra 1MB, i biće označen sa £r, i nazvan „greSka zbog ugradnje akcelerometara van centra IMB".

=Z{[‘5’xc'*

К

(И)

Ako se uporede jednaćine (6) i (11) dolazi se do zaključka da sam akcelero-metar ima samo jednu vrstu greške, tj. samo „greSku zbog ugradnje akcelerome-tra van centra rotacije aviona", dok IMB, koji ima vise akcelerometara (u ovom slučaju tri), ima dve vrste greSke: zbog ugradnje IMB van centra rotacije aviona i zbog ugradnje akcelerometara van centra IMB.

Greška zbog ugradnje IMB van

centra rotacije aviona

GreSka nastaje zbog ubrzanja tačke S (u knjnj je ugraden IMB) u odnosu na tačku О - centra rotacije aviona (slika 2). GreSka u izračunavanju ubrzanja zbog ugradnje IMB van centra rotacije aviona prikazana je u jednačini (10). Greška u iz-raCunavanju pozieije aviona, izazvana ugradnjom IMB van centra rotacije aviona.

reveizibilna je, Sto znači da ima krajnju vrednost nula, јег je početna i zadnja ori-jentaeija tačke S u odnosu na tačku О ista. To ftzički znači da je maksimalna greSka u izračunavanju pozieije aviona, zbog ugradnje IMB van centra rotacije aviona, jedna-ka 2r, odnosno dvostrukoj vrednosti rasto-janja tačke S (u kojoj je ugraden 1MB) od tačke О, tj. centra rotacije aviona.

Primer I

Neka tačka S (u kojoj je ugraden IMB) ima uglovno kretanje (slika 3) sa centripetalnim ac i tangencijalnim aT ubrzanjem u ravni koja je paralelna sa ravni koju čine N i E ose geografskog koordinamog sistema (N, E, Z), koji je nepokretan. Tada je:

Of- — —r&~ (12)

ат=гв (13)

Komponente ubrzanja ac i aT u pravcu osa nepokretnog koordinatnog sistema (N, E, Z) su:

V0JN0TEHK1ĆKIGLASNIK 2^003.

175

aN =acco$0-aTsme (14)

aE = acsine + aTcosO (15)

Ako je в = Q t, onda je # =

tj. konstantno, pa je 0 = 0 i jednačine (12) i (13) postaju:

ac = -rQ2 i aT= 0

Zamenom u (14) i (15), one postaju:

aN - -rQ2cos(Q't) (16)

aE = -r«2sin(Q-/) (17)

Ako se jednačine (16) i (17) dvo-struko integrale, dobiće se rastojanja:

Dn ~ rcos(fir) (18)

De = rsin(ftr) (19)

Fromena rastojanja za razliku vre-mena od krajnjeg trenutka (vremena) t i početnog t0 je:

&DN = r(cos£2-/-cos&*/0) (20)

Д/?£ =r(sinJ2r-sinQ/0) (21)

Ukupna promena rastojanja, odno-sno greSka u izračunavanju puta zbog ugradnjc IMB van centra rotacije aviona, iznosi:

AD = JaZ)2 + ДО; =

v *_______f______________ (22)

= r • -y/2 - 2 • cos(£2 ■ t - £2 * /0) max(AZ)) = 2r (23)

Maksimalna greška koja je posledi-ca ugradnjc IMB na rastojanju r od cen-

tra rotacije aviona nije u funkciji vremena leta aviona. U praksi, vrednost r je mnogo manja od ukupne greške INS, ta-ko da se može zanemariti.

Greška zbog ugradnje

akcelerometara van centra IMB

Ova greSka zavisi od mesta ugradnje akcelerometara u 1MB, kao i od sme-ra rotacije aviona. Na slici 4 prikazan je jedan od načina ugradnje triade (tri akce-lerometra - U, V i W) U IMB i odnos njihovih osa sa osama aviona X, Y i Z. Treba primetiti da X-osa, osa valjanja aviona sa ulaznim (memim) osama akcelerometara U, V i W čini isti ugao od 54,74°. Može se dokazati da je ovaj ugao orijentacije akcelerometara optimalan sa stanoviSta najmanje varijanse greške me-renja ubrzanja. Osa Y je osa propinjanja aviona.

Pretpostavlja se da avion rotira sa-mo oko ose valjanja. U tom slučaju je vektor wxdK normalan na vektor uK>

pa je:

(ivxj^ju^ =0 (24)

U tom slučaju jednaćina (11) postaje:

~ (25)

к

176

VOJNOTEHNIĆKl GLASNIK 17003.

gdeje:

еск = [wx(wxdK)}uK (26)

komponenta vektora greSke ec, nastala ugradnjom К-tog akcelerometra.

Jednačina (26), na osnovu pravila meSovitog proizvoda vektora [8] može se prikazati i u matričnom obliku:

£ck=£&4jc (27)

Eksponent T označava transponovanu matricu.

Veza između vektorskog i matrič-nog označavanja prikazana je u [2] (jed-načine 2-26), a u ovom slučaju glasi:

0,577' '0 0 0 '

«w = 0 ,«2 = 0 -2 0

0,816 0 0 -<

gdeje izraženoucm.

Zbog simetrične ugradnje, jednačina (27) poprima oblik:

eCK = <dKyuKj+dK,uK.)w\ = -2,30 w;

i važi za sve akcelerometre. eCK je izra-

, cm , , . _ rad

žena u —r-, dok je wx izrazena u-.

s s

Projekcija sCK na osu valjanja X je:

0 -w.

vv £2 =

w.

-”>•

0

w.

dK**4* =

'Kx

‘*v

-w.

0

(28)

(29)

lKx

U* U* — ;

uKy

LHKJ

(30)

Primer 2

Ako se pretpostavi da avion ima sa-mo uglovnu brzinu oko X-ose, onda je wv= w.- 0, i ako je:

'2,00' '2,00' '2,00'

-2,43 »4.v — 2,43 • 4w — 0

-1,42 -l42 2,8

' 0,577 ‘ '0,577'

ii -0,707 ,Цу = 0,707

-0,408 -0.408

*cw = 0.577 «с*=-1.325и^£!1ј

Ukupna greška u izračunavanju komponente predenog puta u pravcu X-ose, zbog nepravilne ugradnje tri akcelerometra (U, V i W) u IMB, jeste:

_ cm

'СХ ~ 3 ScKX--^Wx I P"

(31)

Jednaćina (31) pokazuje da greška zbog ugradnje akcelerometara van centra IMB zavisi od uglovne brzine wx i nije reverzibilna, poSto w] ne menja pred-znak. Ova činjenica utiče na to da je ukupna greSka u izračunavanju predenog puta, zbog ugradnje akcelerometara van centra 1MB, kumulativna, odnosno uve-ćava se s vremenom, što se može i doka-zati. Pretpostavka je da uglovna brzina valjanja aviona ima maksimalnu amplitu-/ • N

du 0,8

rad

= 46— s

i maksimalnu uče-

stanost 1 Hz, odnosno: wx = 0,8cos[2ff (!)•*]

VOJNOTEHNICK1 GLASNIK 2/200*.

177

Na osnovu izraza (31)

£cx =-4-0.8:cos22^7 = -1.27(1 + cos4?27)

(32)

Ako se ova jednačina dvostruko in-tegraii dobiće se greška u izračunavanju pozicije aviona:

AX =-1.27^—+ 1~COs4,rfl (33)

12 ^ j

U praksi se drugi Ćlan jednačine (33) zanemamje, tako da se dobija:

AX = -0.635 t2 (cm)

Ukoliko avion lcti 0,5 h ili 1800 s, onda je greška u navigaciji (izračunava-nje pozicije):

AX = —20574 (w) (34)

Ovolika greSka u izračunavanju pozicije aviona po X-osi incrcijalnog navi-gacijskog sistema sigumo se ne može za* nemariti, Sto namcće potrebu njene mini-mizacije na osnovu:

- optimalne orijentacije akcelero-metara u IMB,

- kompenzacije preostale greSke u al-gontniu za izračunavanjc pozicije aviona.

Analiza orijentacije akcelerometara u IMB radi minimizacije greške zbog ugradnje akcelerometara van centra IMB

Razmotrićc se dva tipa orijentacije akcelerometara u 1MB (slika 5):

- ortogonalna orijentacija,

- koplanama (konusna) orijentacija. Pretpostavićcmo da je kod oba tipa

orijentacije centar IMB na osi A oko koje avion rotira, i da su tri akcelerometra ugradena na istom rastojanju d od tačke S, koja predstavlja centar IMB. Sa w je prikazana uglovna brzina aviona.

Ortogonalna orijentacija akcelerometara и IMB

Na slici 5a) ulazna osa U-akceiero-metra je u pravcu ose A, dok su ulazne ose akcelerometara V i W normalne na osu A. Imajući u vidu jednačinu (24), U-akcelcrometar nede registrovati delova-nje uglovnog ubrzanja w. dok <ie ga akce-lerometri V i W registrovati, odnosno iz-meriti ubrzanja av i аџ* Obe komponente ay i đ^obrću se oko ose A sa uglovnom brzinom w. Ova dva ubrzanja se, uz po-

178

VOJNOTEHNlCKI GLASNIK 2/2003.

moć uglovnih brzina aviona koje se dobi-jaju od žiroskopa BlNS-a, razlažu na gre-бке ubrzanja, čije su komponente izraže-ne u koordinatnom sistemu BINS-a. Kao 5to je pokazano u Primeru 1, ove greške ubrzanja su reverzibilne i ne doprinose ukupnoj grcSci u izračunavanju pozicije aviona nakon završene rotacije. Kao re-zuitat dobija se da je ukupna greška u iz-računavanju pozicije aviona, u slučaju ortogonalne orijentacije akcelerometara u

IMB, AD = 2'Jl d, koja u praksi nije ve-lika i može se zanemariti.

Koplanama orijentacija

akcelerometara и IMB

Na slici 5 b) sve ulazne ose akcelerometara dine isti ugao od 54,74° u odno-su na osu rotacije. Pod ovim uslovom svaki akcelerometar (U, V i W) registruje minimalno ubrzanje:

aK - dw1 sin2 54,74° = 0,667dw2

Zbog simetrije, ukupno ubrzanje aR duž ose rotacije ima vrednost:

aR = Ъак cos54.74° = 1,152 dw1

Ovo ukupno ubrzanje nije reverzi-bilno, jer dw2, ne menja predznak i prou-zrokuje ukupnu greSku u navigaciji u slu-čaju koplaname orijentacije akcelerome-tara u IMB, koja iznosi:

M) = -a„t2 =0,576 dw-t2 2 *

Iz ove jednačine vidi se da AD raste sa kvadratom vremena leta i ne sme se zanemariti.

Optimalna orijentacija akcelerometara и IMB radi minimizacije greške и izračunavanju puta zbog ugradnje akcelerometara van centra IMB

Na osnovu prethodnih razmatranja može se zakljućiti da je optimalna orijentacija akcelerometara u IMB, sa stanovišta minimalne greSke u izračunavanju pređe-nog puta zbog ugradnje akcelerometara van centra IMB, ortogonalna orijentacija, odno-sno da ulazna osa jednog akcelerometra bu-de usmerena u pravcu gde se očekujc mak-simalna rotacija aviona. Ortogonalna orijentacija akcelerometara nije optimalna sa stanovišta drugih kriterijuma, kao što su po-godnost arhitekture IMB za detekciju i iden-tifikaciju ncispravnih akcelerometara i dr.

Kompenzacija greske ugradnje akcelerometara van centra IMB

Kompenzacija greške ugradnje akcelerometara van centra IMB obavlja se uz pomoć uglovnih brzina od žiroskopa i nezavisno od tipa orijentacije akcelerometara u IMB (slika 6).

Za svaki IMB vektor položaja dK svih akcelerometara je poznat. Ako jc IMB ugraden u avionu, onda se centar rotacije ne menja, odnosno centar rotacije aviona se minimalno menja, dok se kod rakete mnogo više menja. PoSto je vektor r pozicije IMB u avionu poznat, poznat jc i vektor pozicije rK = 7 + dK .

Ukoliko je poznat vektor uglovnih brzina aviona w> onda je algoritam za kompenzaeiju greSke ugradnje akcelerometara van centra IMB dat formulom:

QKc~ a K~ £K

VOJNOTEHNlCKl CLASNIK 2/2003.

179

gđe je aKc - kompenzirano ubrzanje, ак -izmcrcno ubrzanje i ек - grcška data jed-načinom (6).

U slučaju rakete, centar rotacije se menja u letu i zakonitost te promene obič-no je poznata. U tom slučaju, u jednačini (4) vektor položaja rK se zamenjuje vekto-

rom dK. Može se koristiti i unapred statistic ispitana promena vektora тк.

Treba naglasiti da se i u slučaju ideal-nog izračunavanja ne može eliminisati gre-ška u izračunavanju pozicije, odnosno predenog puta, zbog mesta ugradnje akcelero-metara u IMB. Idealno izračunavanje znači da sc koristi beskonačan broj uzoraka uglovne brzine, zaokruživanje brojeva u procesoru bez greške, zaokmživanje algo-ritama na navigaciju bez greške, beskonač-nu brzinu izračunavanja u procesoru i izra-čunavanje u procesoru bez kašnjenja.

Zbog svega toga senzori 1MB (akce-lerometri i žiroskopi) moraju imati odlič-ne dinamičke karakteristike. Ukoliko br-zina odabiranja signala ž brzina izračuna-vanja nisu dovoljno velike, to će uticati na pojavu ozbiljnih računskib grc&aka.

Zaključak

Pri konstruisanju višenamenskog borbenog aviona i planiranja prostora za ugradnju važnih avionskih sistema, IMB, odnosno INS, obavezno treba ugraditi u centar rotacije aviona, a akcelerometre, koji su sastavni deo svakog 1MB, u centar IMB. Bilo kakvo odstupanje ugradnje IMB od centra rotacije aviona i akcelero-metara od centra IMB unosi greSku u iz-računavanju pozicije aviona, koja se mo-ra softverski kompenzirati u algoritmima za navigacijske proračune svakog INS.

Greška koja nastaje u izračunavanju pozicije aviona, zbog ugradnje akcelero-metara van centra IMB, mnogo je veća od greSke koja nastaje u izračunavanju pozicije aviona zbog ugradnje IMB van centra rotacije aviona. U slučaju ugradnje akcelerometara 2 cm van centra IMB, i bez kompenzacije greSke, greška u izra-čunavanju pozicije aviona biće više od 20 km pri kosinusnoj promeni njegove

о

uglovne brzine amplitude 46 — i uče-

s

stanosti 1 Hz i pri trajanju leta od 18005.

180

VOJNOTEHNtCKI GLASKIK 2/200).

Da bi se minimizirale greške zbog ugradnje akcelerometara van centra IMĐ, pri konstnikciji IMB-a ulaznu osu jednog akcelerometra treba usmeriti u pravcu ose oko koje se očekuje maksi-malna rotacija aviona ili rakete. Ako se pri konstrukciji IMB to uzme u obzir, ipak će se pojaviti mala greška koja se može eliminisati softverskim putem, ko-risteći signale od žiroskopa koji se nala-ze u sastavu IMĐ.

INS treba da ima IMB čije kompo-nente (žiroskopi i akcelerometri) imaju odlične dinamičke karakteristike kao i

brz procesor, kako bi se navedene greške sveie na najmanju moguću meru.

Literatura:

[ 11 Pitman, G. R_: Inertial Guidance. John Wiley & Sons Inc. New York. 1962.

|2] Broxmeycr. C: Inertial navigation systems, MdGraw-llill, New York. 1964.

(3| Rendulic, Z.: Mehanika leta, VINC. Beograd. 1987.

(4| Яворский, Б., Деглаф А.: Спрааочпкх no фимкс, Наука, Москка, 1990.

($| Hamming. R. W.: Digital Fillers, Prentice-Hall. Inc., 1977.

(6| Algrain, M., Saniie, J.: Estimation of 3-D Angular Motion Using Gyroscopes and Linear Accelerometers. IEEE Transactions on AES, Vol. 27. No. 6. November 1991.

(7J Mitrinovtt, D. S., Mihailović. D. i Vasić P. M.: Lineama algebra, Polinomi, Analitička geometrija, Gradcvinska knji-ga, Beograd. 1973.

|8) Бронштейн, И. X., Семендвев, К. А.: Справочник no матшатмкс, Наука, Москва, 1986.

V0JN0TEHN1ĆKJ GLASNIK 2/2003.

181