Mathematical model of navigation accelerometer instrumental vibration error and its identification at accelerometer dynamic tests
Journal Title: Механіка гіроскопічних систем - Year 2018, Vol 0, Issue 36
Abstract
During the flight, in addition to an aircraft accelerating the accelerometer is influenced by vibration. This leads to additional static measurement errors of accelerometer i.e. vibration error. This significantly reduces the accuracy of all INS, and therefore the accuracy of the navigation problem solution. A mathematical model of the instrumental vibrational error of the navigation accelerometer is considered in an aircraft flight conditions. It is shown that the sources of this error are the nonlinear components of the static conversion function of accelerometer. Formulas for calculating the vibrational error of the accelerometer are obtained depending on the apparent acceleration of the aircraft flight, the vibration parameters of the base on which the accelerometer is installed and the parameters of the nonlinear accelerometer conversion function. The mathematical model of the navigational accelerometer instrumental vibrational error shows that this error includes both additive and multiplicative components. The first one depends on such parameters as scale factor asymmetry, pair nonlinearity coefficient and cross-sensitivity coefficients, and the second one is the odd nonlinearity coefficient. If the numeric value of these coefficients is known, the resulting model allows the calculating of the vibrational error numerical assessment for its further compensation. A method for identifying the mathematical model coefficients of the navigation accelerometer vibrational error during its dynamic tests on a shake table is proposed. The method of the accelerometer dynamic tests gives the opportunity for direct estimation of the vibrational error if its conversion function coefficients are unknown. Obtained methods of the mathematical model coefficients identification of an instrumental vibrational error were confirmed experimentally.
Authors and Affiliations
M. G. Chernyak
Keywords
Related Articles
- EP ID EP508751
- DOI -
- Views 89
- Downloads 0
ОСНОВИ FDM-ТЕХНОЛОГІЇ МОДЕЛЮВАННЯ
<p>Технологія ЗD-друку дозволяє перетворювати отримані у CAD-системах моделі в готові вироби. Процес ЗD-друку вимагає також багато ручної праці, що включає попередню підготовку і подальшу обробку надрукованих деталей для...
Сriterion for rational choice of parameters of an unmanned aerial vehicle on solar energy
None of the existing characteristics of the aircraft does not give an unambiguous answer to the question of the perfection of an unmanned aerial vehicle on solar energy. For this reason, there is a real need for a genera...
ФОРМИРОВАНИЕ ГЕОМЕТРИИ КРЫЛА ПОРТАТИВНОГО ВЫСОТНОГО САМОЛЕТА
<p align="center">Атмосферные условия на высоких высотах соревноваются конструкции крыла самолета. Высотные операции требуют высокопроизводительных решений в области аэродинамики воздушного транспорта, таких как конфигу...
Синтез форми закінцівки несучого гвинта безпілотного літального апарату вертольотного типу для зниження рівня шуму з використанням комп’ютерного моделювання
Опис шляху синтезу форми закінцівки несучого гвинта безпілотного апарату веритольотного типу використовуючи програмний пакет CATIA для відображення обтікання повітряним потоком моделі лопаті з різними варіантами форми за...
ВИЗНАЧЕННЯ ОПТИМАЛЬНОГО ПОЛОЖЕННЯ КРИЛА ДОЗВУКОВОГО ЛІТАЛЬНОГО АПАРАТА
<p>Запропонована методологія визначення оптимального положення крила дозвукового літального апарату проілюстрована на прикладі моделі літака, що містить крило заданого профілю та фюзеляж, побудований по круглим перерізам...