ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ И ПОГРЕШНОСТИ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ НА ОСНОВЕ ВИХРЕВОГО МЕТОДА

УКД 629.7.05.67; 629.7.054.44

DOI: 10.24412/2071-6168-2021-10-192-199

ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ И ПОГРЕШНОСТИ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ НА ОСНОВЕ ВИХРЕВОГО МЕТОДА

Е.С. Ефремова, В.М. Солдаткин

Рассмотрены недостатки традиционных средств измерения воздушных сигналов самолета, ограничивающих область применения их на малоразмерных летательных аппаратах различного класса и назначения. Раскрываются принципы построения оригинальной вихревой системы воздушных сигналов малоразмерного ЛА на основе оригинального вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости. Приводятся аналитические модели формирования и обработки информативных сигналов в измерительных каналах системы. Рассмотрены причины, аналитические модели инструментальных и методических погрешностей измерительных каналов системы воздушных сигналов на основе вихревого метода, конкурентные преимущества, определяющие перспективы ее применения на малоразмерных и беспилотных ЛА.

Ключевые слова: воздушные сигналы, измерение, система, вихревой метод, построение, модели, достоинства, применение.

Полеты большого класса летательных аппаратов (ЛА) происходит в пределах атмосферы. Для управления ЛА и обеспечения выполнения полетных задач требуется достоверная информация о барометрической высоте, приборной и истинной воздушной скорости, аэродинамических углах атаки и скольжения, о других воздушных сигналов, определяющих аэродинамику и динамику движения ЛА относительно окружающей воздушной среды [1,2].

Традиционные системы воздушных сигналов (СВС) ЛА, как правило, используют аэрометрический, аэродинамический и флюгерные методы измерения параметров набегающего воздушного потока. Они содержат установленные на правом и левом борту и вынесенные в набегающий воздушный поток приемники воздушных давлений, температуры торможения, флюгерные датчики аэродинамических углов атаки и скольжения [3]. Использование указанных приемников и датчиков первичной информации для восприятия параметров набегающего воздушного потока является причиной значительного усложнения, увеличения массы и стоимости систем, что ограничивает применение традиционных СВС на малоразмерных и других ЛА. Кроме того, входными информативными параметрами СВС, реализующих аэрометрический, аэродинамический и флюгерный методы, являются амплитудные сигналы в виде величины давлений, перепадов давлений, сопротивления терморезистора и угла поворота флюгера, преобразование которых в электрические сигналы сопровождаются аддитивными и мультипликативными погрешностями. Их снижение также усложняют традиционные воздушные сигналы системы.

Известная возможность достижения минимальных погрешностей при выделении и преобразовании частотно-временных первичных информативных сигналов [4], получение выходных сигналов с помощью одного приемника в цифровой форме, определяют перспективность построения системы воздушных сигналов ЛА на основе вихревого метода [5-7].

Вихревой метод базируется на эмпирической связи частоты / формирования, срыва вихрей и образования вихревых дорожек Кармана за устанавливаемыми в набегающем потоке газа или жидкости плохообтекаемыми телами [8].

/ = —V ,

I

где БН - число Струхаля, I - миделевое сечение тела; V - скорость набегающего воздушного потока.

Вихревые дорожки Кармана образуются в диапазоне скоростей V набегающего потока,

3 5 V

соответствующем интервалу 10 <Re<3x10 чисел Рейнольдса Re = —, где V - кинетическая

V

вязкость газа или жидкости. Кроме того, вихревые дорожки Кармана формируются только при дозвуковых скоростях набегающего воздушного потока.

Частота f вихреобразования за пластиной шириной L и толщиной h, расположенной под углом ф к направлению набегающего воздушного потока, будет определяться выражением вида

f = Sh—------

L sin ф+ h cos ф

Для плохообтекаемого тела в виде клиновидной призмы, с размером основания L, установленного встречно набегающему воздушному потоку под углом ф, частота вихрей будет равна

f = Sh-^-.

L sin ф

Для клиновидной призмы амплитуда пульсаций скорости U ~ 0,2— и амплитуда пульсаций давления вблизи тела оценивается выражением вида [9]

Pm « 0,04р—2,

где р - плотность воздуха.

Полученные выражения позволяют обоснованно определять требования к порогу чувствительности используемых преобразователей пульсаций давления за обтекаемыми призмами и в вихревой дорожке в электрический сигнал, для построения каналов выделения, преобразования и обработки информации при построении вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости.

В таблице приведены амплитуды пульсаций давления Pm, вычисленные для различных высотах и скоростей воздушного потока, набегающего на клиновидные призмы.

Пульсации давления за клиновидной призмой^при различных скоростях и высотах полета

—, км/ч 30 50 100 200 400 800 1000

Pm , Па

Н=0 4,3 9,3 38 152 608,4 2433 3997

Я=1000 м 3,8 8,2 33.7 134 539 2158 3545

Н=3000 м 2,9 6,4 26,2 105 421 1683 2765

Н=7000м 1,7 3,7 15,4 61 247 987 1622

Н=11000м 1,5 3,3 13,8 55 222 888 1458

Заштрихованное сочетание высот и скоростей полета для ряда пилотируемых и беспилотных дозвуковых летательных аппаратов не являются рабочими.

Использование вихревого метода позволило авторам разработать оригинальную конструктивно-функциональную схему системы воздушных сигналов ЛА с одним интегрированным приемником первичной информации, приведенную на рисунке [10].

Система воздушных сигналов ЛА содержит две клиновидные призмы 1, основания которых расположены ортогонально друг к другу и встречно набегающему воздушному потоку. Вектор скорости набегающего воздушного потока V равен по величине и противоположен по знаку вектору Vв истинной воздушной скорости ЛА. Угол направления набегающего потока равен по величине и знаку измеряемому аэродинамическому углу, например углу атаки а ЛА.

Клиновидные призмы 1 устанавливаются на борту ЛА таким образом, чтобы вертикальные оси клиновидных призм были перпендикулярны плоскости изменения измеряемого аэродинамического угла, а ортогонально расположенные основания находились в плоскости изменения аэродинамического угла а.

При изменении аэродинамического угла а ЛА основания клиновидных призм 1 будут находится к направлению а вектора скорости V набегающего воздушного потока под разными углами ф1 = фо + а и ф2 = фо - а. Это приводит к изменению частот /1 и /2 вихреобразования за клиновидными призмами. Приемники 2, расположенные на одной из граней пирамид, воспринимают пульсации давлений на тыльных поверхностях призм, которые регистрируются пнев-моэлектрическими преобразователями 2. Выходы пневмоэлектрических преобразователей 2

подключены ко входам устройств регистрации частот 3, которые измеряют частоты / и / вих-реобразования за клиновидными призмами 1. Частоты вихреобразования / и / подаются на вход устройства обработки 4, в котором по разработанным алгоритмам определяются и формируются цифровые сигналы (коды) по величине истинной воздушной скорости ¥в и аэродинамическому углу а.

6

на основе вихревого метода

При конструктивной реализации системы воздушных сигналов ЛА клиновидные призмы устанавливаются соосно друг над другом, как показано на рисунке.

Для обеспечения устойчивого вихреобразования и устранения влияния скоса набегающего воздушного потока в плоскости, перпендикулярной вертикальной оси клиновидных призм, на верхней и нижней торцевых поверхностях призм установлены струевыпрямители 5, в виде тонких дисков. Они выделяют в набегающем воздушном потоке зоны устойчивого вихре-образования за клиновидными призмами и уменьшают погрешности, обусловленные скосом потока в плоскости, перпендикулярной плоскости измерения.

При необходимости уменьшения размера приемника первичной информации, выступающего в набегающем потоке, клиновидные призмы могут быть разнесены в плоскости измерения, при этом число струевыпрямителей уменьшается до двух.

Как показали исследования авторов [11], частоты вихреобразования за клиновидными призмами с размером основания Ь, расположенные под углом 2ф0 = 90° определяются соотношениями

= Sh VB = ^ Sh VB

L sin(90 +a) L cos a + sin a'

= Sh Vb = ^ Sh Vb

L sin(90 -a) L cos a- sin a где Sh - число Струхаля клиновидной призмы.

Для вычисления истинной воздушной скорости Vb и аэродинамического угла a с использованием системы воздушных сигналов ЛА авторами разработаны оригинальные алгоритмы обработки частот вихреобразования и определения истинной воздушной скорости и аэродинамического угла вида [12, 13]

Vb = L ¡ У2 2 i a = arctgf2—f1.

^S4fi2 + f22 fi — f2

Для обеспечения измерения других воздушных сигналов ЛА авторами предложено [13] на верхней поверхности верхнего струевыпрямителя 5 (рисунок) установить отверстие-приемник 6 для восприятия статического давления Ph набегающего воздушного потока. Приемник 6 через

194

пневмопровод 7 связан со входом пневмоэлектрического преобразователя (датчика) 8 абсолютного давления преимущественно с частотным выходным сигналом. Выход пневмоэлектрического преобразователя (датчика) 8 в виде частоты , пропорциональной статическому давлению Рн

РН

набегающего воздушного потока, подключен ко входу устройства обработки 4. Устройство обработки 4 выполнено в виде вычислителя, который по разработанным авторами алгоритмам вычисляет и формирует выходные цифровые сигналы системы воздушных сигналов ЛА.

Теоретической основой для построения алгоритмов определения воздушных сигналов ЛА СВС на основе вихревого метода является использование однозначной связи истинной воздушной скорости Уви, измеренной на выходе вычислительного устройства, с расчетным значением истинной воздушной скорости УВ, определяемым стандартной зависимостью по ГОСТ 5212-74 [13] вида

У в =

2 gRT1

н

к

к -1

к

( р Л к-1

+1 -1

V рн у

= 2 gRT1

Н

к

к -1

' Р У

к-1

П

V РН у

-1

где g = 9,80665 м/с2 - ускорение силы тяжести; R = 29,2712 м/К - газовая постоянная; к = 1,4

- показатель адиабаты для воздуха; р = РН Ув - динамическое давление набегающего

дин 2

воздушного потока; Рп = Рн + Рдин - полное давление набегающего воздушного потока; Рн -плотность воздуха на высоте полета Н, которую можно представить как [15]

Р н = Ро

Рн Т о РоТн

где р0 = 1,225 кГ/м3 = 0,125 Н с/м4 - плотность воздуха на высоте Н=0; и Ро = 101325 Па = 760 мм.рт.ст. и То = 288,15 К - абсолютное давление и абсолютная температура на высоте Н=0.

Если измеренное интегрированной СВС значение истинной воздушной скорости УВи приравнять расчетному значению Ув по ГОСТ 5212-74, то получим выражение вида

Ув = 2 gR

к

к -1

Т

Н

к-1

1 | Р0Т0 Рн УВи к 2Р0 ТН Рн у

-1

= 2 gR

к -1 к

Т

Н

РоТо 2РоТн

У

к-1

Ви

-1

Выражение (8) позволяет получить соотношение, которое устанавливает неявную, но однозначную связь между измеренным значением истинной воздушной скорости Ув с абсолютной температурой Тн наружного воздуха на высоте полета Н

Т = -

1 Н

УВ

2 gR

к -1

1 +

РоТо

2 РоТн

УВ

к-1 МТ

-1

= То-тн

Определяя из соотношения (9) абсолютную температуру Тн по соотношению (7) можно вычислить плотность воздуха рН на высоте Н

Рн =Ро

Щ 2 gR < к

Р У2

к -1

(

1 +

РоТо 2РоТн

к-1

-1

Тогда в соответствии с ГОСТ 5212-74 можно вычислить приборную скорость полета ЛА, т.е. истинную воздушную скорость, приведенную к нормальным условиям на уровне Н=0, по формуле

к

2

V* =

2 &Т0

к

к -1

к-1

1 +

Р0Т0 РН v2

2Р2 Т

V АГ0 1Н у

-1

При необходимости по информации системы воздушных сигналов можно вычислить число Маха, характеризующее отношение истинной воздушной скорости полета ЛА к скорости звука аН = .s|kgRTH на данной высоте полета. При дозвуковой скорости полета выражение для определения числа Маха принимает вид

М = V*. =

2

а

Н

к-1

(

1 +

Р 0Т0

2Р Т

0Н

VВ

к-1

-1

По статическому давлению РН, воспринимаемого на обтекаемой поверхности струе-выпрямителя, используя стандартные зависимости по ГОСТ 4401-81 [15], вычисляется текущая абсолютная барометрическая высота полета ЛА по формулам [16] - при -2000 м < Н < 11000 м

Т

Н = Т0 т

1 -

( Р ^ Р

- при 11000 м < Н < 15000 м

р

Н = Нп + RГ11ln -р^

РН

где т = 0,0065 К/м - температурный градиент, определяющие изменение абсолютной температуры воздуха ТН при изменение высоты Н.

Вертикальная скорость Vy беспилотного ЛА определяется путем вычисления производной о времени от абсолютной барометрической высоты, используя соотношения

= аы = н (х,) - н (х, -!>.

дХ

г, - г

, -1

Vy = -1 [Я(Х,) - Н(Х, - 2т) + Н(Х, - т) - Н(Х, - 3т)1 4т

где и, Х-1 - текущий и предшествующий моменты времени, в которых произведены вычисления абсолютной барометрической высоты; т = г, - Х-1 - фиксированный интервал времени.

Анализ инструментальных и методических погрешностей системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода целесообразно проводить используя следующую методику.

Для канала барометрической высоты системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода, пренебрегая погрешностью канала обработки, можно оценить по инструментальной погрешности используемого датчика абсолютного давления.

Тогда выражение для оценки инструментальной погрешности канала измерения барометрической высоты системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода, используя выражение (13), будет иметь вид

дН ^ Т0 R ДРНи АН =_ДР =+—0__—

дРН

ри р*

^п н

- Н 0 1 Н

где АНи и АРнп - инструментальные погрешности канала барометрической высоты и датчика абсолютного давления.

- при АРни, Р0 и Рн, в Па - получим

941 -ДРН.;

АН =

^^Н Р 0,80973825 РН

- при АРни, Р0 и Рн, в мм.рт.ст

АН и =-

Р

2387,5 ДР .

0,80973825 Ни

Н

к

Для отечественного датчика абсолютного давления с частотным выходом типа ДДЧП с допустимой относительной погрешностью 0,01% до высот 11000 м инструментальная погрешность канала барометрической высоты системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода не будет превышать ±5.. .10 м.

Инструментальная погрешность используемого в системе воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости не превышает значения ДУв = ±0,8 м/с - по каналу истинной воздушной скорости и значения Даи = ±0,13° - по каналу аэродинамического угла [12].

Инструментальную погрешность ДУпр и канала приборной скорости системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода можно оценить соотношением

АУПрИ =л/АЙУв =рнТ°-¿УВ.

V РоТн

При подстановки численных значений параметров, выражение для погрешности канала приборной скорости принимает вид

ду = 1288,15Рн АУВ = /о,284*10"2Рн.ДУВ.

при "У 101325Тн В \ Тн В

Как показали расчеты при значении инструментальной погрешности ДУв = ±2,8 км/ч (0,8 м/с) на высоте Н=0 - ДУпр и < 0,8 м/с (2,8 км/ч), на высоте Н=11000 м ДУпр и < ±0,24 м/с (0,86 км/ч).

Аналогично инструментальную погрешность канала числа Маха системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода, в соответствии с выражением

М =_—_, можно оценить как

.ёМ ,тг ёМ 1 УВ

^ = ёМВ ДУв+ёМВ ДТнИ =72Ж АУв +1Фн ^

Как показали расчеты, при Ув = 300 м/с, ДУв = 2,8км/ч (0,8 м/с), ДТни = ±0,65 К для высоты Н = 0 погрешность ДМ, = ±0,002, для Н = 11000 м ДМ < ±0,0013.

Таким образом, инструментальные погрешности измерительных каналов системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода соответствуют инструментальным погрешностям традиционных систем воздушных сигналов, построенных на основе аэрометрического, аэродинамического и флюгерного методов.

Причины появления методических погрешностей измерительных каналов системы воздушных сигналов летательного аппарата на основе вихревого метода являются такими же, как и у традиционных систем. Методические погрешности интегрированной системы определяются по результатам летных испытаний на конкретном типе дозвукового ЛА для конкретного места установки вихревого датчика аэродинамического угла и истинной воздушной скорости.

Таким образом, система воздушных сигналов на основе вихревого метода по разработанным алгоритмам позволяет определить все воздушные сигналы ЛА с помощью одного интегрированного неподвижного приемника частотно-временных первичных информативных сигналов.

По сравнению с традиционными системами воздушных сигналов, реализующими аэрометрический, аэродинамический и флюгерные методы, рассматриваемая система воздушных сигналов на основе вихревого метода, имеет следующие конкурентные преимущества и достоинства:

- система на основе вихревого метода осуществляет одновременное вычисление всех воздушных сигналов, определяющих движение ЛА относительно окружающей воздушной среды.

- система на основе вихревого метода обеспечивает определение воздушных сигналов ЛА с помощью одного неподвижного малогабаритного приемника первичной информации практически без искажения аэродинамики ЛА.

- система на основе вихревого метода осуществляет определение воздушных сигналов ЛА путем восприятия, выделения, преобразования и обработки частотно-временных первичных информативных сигналов, что позволяет уменьшить погрешности и упростить реализацию каналов преобразования и обработки, снизить себестоимость системы воздушных сигналов ЛА на основе вихревого метода.

Указанные конкурентные преимущества системы воздушных сигналов на основе вихревого метода определяют перспективы ее применения на малоразмерных и других летательных аппаратах различного класса и назначения.

Список литературы

1. Макаров Н.Н. Системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса: Теория, проектирование, применение Z Подред.Докторатехн.наук. в.М. Солдаткина. М.: Машиностроение, 2009. 760 с.

2. Боднер в.А. Системы управления летательными аппаратами. М. Машиностроение, l973.504 с.

3. Клюев Г.И. Измерители аэродинамических параметров летательных апапра-тов/Г.И. Клюев, H.H. Макаров, в.М. Солдаткин, И.П. Ефимов; под ред. в.А. Мишина. Ульяновск: Изд-во УлГТУ, 2005. 509 с.

4. ^вицкий П. в. Цифровые приборы с частотными датчиками / П. в. ^вицкий, в. Г. Кноринг, в. в. Гутников. Л: Энергия, l970. 423 с.

5. Pankanin G.L. The Vortex Flowmeter: Various Methods of Investigating Phenomena / G.L. Pankanin // Measurement science and technology, 2005. №.16. Pp. l-l6.

6. Lapin A.P. Vortex Method of Flow Measurement: Models of Vortex Shedding and Modern Means of Modeling / A.P. Lapin, A.M. Druzhkov, K.V. Kuznetsova / Bulletin of South Ural State University. Ser. Computer Technology, Automatic Control, Radio Electronics. 20l4. Vol. l4. № 4. P. 28-34.

7. Yamasaki H. The Vortex Flowmeter / H. Yamasaki, M. Rubin // Flow Measurement and Control in Science and Industry. USA. l974. P. 975-983.

8. Киясбейли А. Ш. вихревые измерительные приборы / А.Ш. Киясбейли, М.Е. Пере-льштей. М.: Машиностроение, l972. 152 с.

9. Блохинцев Д.И. Акустика неоднородной среды / Д.И. Блохинцев. М.: Гостехиздат, l946. 168 с.

10. Патент РФ на изобретение №2506596, МПК G01P 5/00. вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости / в.М. Солдаткин, Е.С. Солдаткина. Заявл. 16.07.2012. Заяв. №202130111/28. Патентообладатель ФГБОУ вПО «Казанский национальный исследовательский технический университет им. АЛ. Туполева-КАИ». Опубл. 10.02.2014. Бюл. №4.

11. Солдаткин в. М. вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости / в.М. Солдаткин, Е.С. Солдаткина. Известия вузов. Авиационная техника, 2012. №4. С. 56-59.

12. Патент РФ на изобретение №2556760, МПК G01P 5/00. вихревой датчик аэродинамического угла и истинной воздушной скорости / в.М. Солдаткин, Е.С. Солдаткина. Заявл. 21.04.2014. Заяв. №20114116035/28. Патентообладатель ФГБОУ вПО «Казанский национальный исследовательский технический университет им. АЛ. Туполева-КАИ». Опубл. 20.07.2015. Бюл. №20.

13. ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры. М.: Изд-во Стандартов, 1974. 239 с.

14. Залманзон Л.А. Проточные элементы пневматических приборов контроля и управления. М.: Изд-во АH СССР, 1961. 247 с.

15. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во стандартов, 1981.

179 с.

16. Браславский Д.А. Приборы и датчика летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1970. 392 с.

Ефремова Елена Сергеевна, канд. техн. наук, старший преподаватель, w-soldatkin@mail.ru Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ,

Солдаткин Владимир Михайлович, д-р техн. наук, профессор, w-soldatkin@mail.ru, Россия, Казань, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ

THEORETICAL FOUNDATIONS OF BUILDING AND ERRORS OF THE AIR DATA SYSTEM

BASED ON VORTEX METHOD

E.S. Efremova, V.M. Soldatkin

The disadvantages of traditional means for measuring of aircraft's air signals, which limit the scope of their application on small-sized aircraft planes (AP) of various classes and purposes are considered. The building principles of the original vortex air data system of small-size aircraft AP based on the original vortex sensor of aerodynamic angle and true airspeed are revealed. Analytical models of formation and processing of informative signals in the instrumentation channels of the system are presented. The reasons, analytical models of instrumental and methodical errors of instrumentation channels of the air data system based on vortex method, competitive advantages that determine the prospects for its application on small-sized and unmanned AP are considered.

Key words: air signals, measurement, system, vortex method, building, models, advantages, application.

Efremova Elena Sergeevna, candidate of technical sciences, senior lecturer, w-soldatkin@mail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI,

Soldatkin Vladimir Mikhailovich, doctor of technical sciences, professor, w-soldatkin@mail. ru, Russia, Kazan, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev-KAI

УДК 629.7.05

DOI: 10.24412/2071-6168-2021-10-199-207

КОМПЛЕКСИРОВАНИЕ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ В БЕСПЛАТФОРМЕННЫХ СИСТЕМАХ ОРИЕНТАЦИИ НА ОСНОВЕ КОМПЛЕМЕНТАРНЫХ ФИЛЬТРОВ

Е.А. Гусева, В.К. Пономарев

Рассматриваются вопросы формирования алгоритмов комплексирования сигналов измерителей в бесплатформенных системах ориентации на основе комплементарных фильтров. Представлены структуры алгоритмов пилотажных гировертикалей и курсовертпкалей, опирающиеся на процедуры интегрирования матрицы коор- динатного поворота. Приводится вариант алгоритмы интегрирования с компенсацией вычислительных ошибок. Показано, что минимальное количество подлежащих интегрированию уравнений при построении гировертикалей равно трем, а курсовертикалей - четырем.

Ключевык слова: бесплатформенные системы ориентации, алгоритмы комплексиро-вания, матрица координатного поворота, комплементарные фильтры, начальная выставка.

Введение. Для измерения параметров углового движения летательных аппаратов (ЛА) на современном этапе развития техники используют приборные системы, построенные на бесплатформенной основе (БСО).

Чаще всего в качестве датчиков первичной информации в БСО используют триады датчиков угловой скорости, акселерометров и магнитометров. Требования по точности измерения, предъявляемые к БСО, во многом зависят от области их применения.

При построении прецизионных БСО алгоритм обработки сигналов датчиков формируют на основе кинематических уравнений пространственного движения твердого тела в поле гравитационных сил с учетом вращением Земли [1]. Алгоритм оказывается работоспособным, если в системе используются датчики прецизионного класса точности. Ошибки оценки углов ориентации в этом случае могут составлять единицы угловых секунд. Такая точность необходима, если БСО входит с состав бесплатформенной инерциальной навигационной системы.

199