Многофункциональная гироскопическая система стабилизации на микромеханических чувствительных элементах для беспилотного летательного аппарата

Список литературы

1. Телухин С. В., Распопов В.Я., Машнин М.Н. Определение аэродинамических коэффициентов планера беспилотного летательного аппарата методом виртуальной продувки// Вестник компьютерных и информационных технологий. 2010. №2. С. 17-22.

2. Бесплатформенная инерциальная гировертикаль: пат. 96235 РФ. №2010108047/22; заявл. 04.03.2010; опубл. 20.07.2010.

3. Заявка на полезную модель №2012108716/28(013140) / М.Н. Машнин [и др.]. Заявл.07.03.2012,Принято пол. реш. 02.04.2012.

4. Микросистемы ориентации беспилотных летательных аппаратов / под. ред. В.Я. Распопова. М.: Машиностроение, 2011. 184 с.: ил.

V.Ya. Raspopov, A.P. Shvedov, M.N. Mashnin, A. V. Ladonkin

TERMINAL NAVIGATION OF UNMANNED AIRCRAFT CONSIDERING ACCELERATION COMPENSATION OF STRAPDOWN ORIENTATION SYSTEM

This article is devoted to automatic control system algorithms which are working in condition of the terminal navigation. The method of acceleration influence compensation on the strapdown orientation system is considered. Results of math modeling and experiments of corrected system are presented as well.

Key words: automatic control system, correction block, terminal navigation, flying

tests.

Получено 13.09.2012

УДК 621.833

М.Д. Малютина, аспирант,

МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНАЯ ГИРОСКОПИЧЕСКАЯ СИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ НА МИКРОМЕХАНИЧЕСКИХ ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ ДЛЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Приведены схема построения и математическое описание многофункциональной гироскопической системы стабилизации на микромеханических чувствительных элементах для беспилотного летательного аппарата.

Ключевые слова: гироскопическая система стабилизации, микромеханический акселерометр, микромеханический гироскоп, оптико - электронный датчик.

Работа проводилась при поддержке Государственного контракта № 02.740.11.558

Гироскопические системы стабилизации (ГСС) широко применяются как основа информационно-измерительных и управляющих систем (ИИиУС) на летательных аппаратах (ЛА). ГСС решают задачу построения

местной вертикали на борту ЛА и используются для получения сигналов, пропорциональных угловым отклонениям ЛА в пространстве. Кроме того, при решении задач воздушной разведки полезных ископаемых, наблюдения за состоянием тепловых, газовых и электрических магистральных сетей, исследовании морских течений, поиске рыбных косяков, спасении людей при катастрофах, поисковых и транспортных работах и решении многих других задач ГСС применяются на ЛА в составе ИИиУС для стабилизации и управления положением в пространстве фотоаппаратов, телевизионных оптических устройств, тепловизоров и др.

Области применения таких ИИиУС расширяются и охватывают не только управляемые, но и беспилотные ЛА, в том числе минибеспилотные летательные аппараты (МБПЛА). Масса целевой нагрузки МБПЛА мала, что накладывает существенные ограничения на массу и габариты ГСС, используемых в составе ИИиУС. В связи с этим возрастают требования к ГСС по минимизации массы, габаритов, стоимости, энергопотребления, времени готовности, надежности и способности интегрироваться в современные системы управления объекта, точности определения параметров ориентации.

Разработкой подобных систем активно занимаются такие фирмы и организации, как «Honeywell», «Space Electronic», «Precision Navigation Inc.», «SYSTRON DONNER» (США), «Goodrich Corporation» (США), DST CONTROL AB (Швеция), Controp (Израиль), НТЦ «Рисса», ООО «ТеК-нол», «Аэрокон» (Москва), ЗАО «ЭНИКС» (Казань), корпорация «Иркут» (Москва), ФГУП «ГНПП «Электроприбор», ФГУП «ГНПП «СПЛАВ», КБ Приборостроения (Тула), ГОУ ВПО «Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева», МГТУ им. Баумана, МАИ (Москва), Научно-производственный конструкторский центр «Новик-XXI век»

[1-3].

В существующих ИИиУС для стабилизации оптической аппаратуры и управления ею в пространстве применяется управляемый гиростабили-затор, а выработка параметров ориентации обеспечивается с помощью дополнительной карданной или бескарданной гировертикали. Существующие малогабаритные ГСС для выработки информации о пространственном положении ЛА строятся на основе принципа силовой стабилизации и не вполне совершенны, так как имеют большие габариты, стоимость, энергоемки. Миниатюрные ГСС для стабилизации оптической аппаратуры производятся зарубежными фирмами и чрезвычайно дороги, требуют высокого уровня технической поддержки и специального разрешения на применение.

Представляется актуальным реализовать отечественную миниатюрную ИИиУС на основе одной ГСС с расширенными функциональными возможностями, обеспечивающую как функцию стабилизации и управле-

ния положением оптической аппаратуры в пространстве, так и функцию выработки информационных сигналов об ориентации ЛА в пространстве для последующего использования этих сигналов в системе управления ЛА, что, в свою очередь, обеспечивает уменьшение стоимости ИИиУС, ее массы и габаритов.

Развитие микросистемной техники обуславливает возможность создания такой ГСС на основе микромеханических чувствительных элементов (ММЧЭ).

Структура построения многофункциональной миниатюрной ГСС на ММЧЭ с возможностью одновременного выполнения функции выработки информации об углах крена и тангажа ЛА и функции стабилизации и управления положением оптической аппаратурой в пространстве при обеспечении целевых требований к точности функционирования [4] представлена на рис. 1.

Рис. 1. Структурная схема многофункциональной

ГСС на ММЧЭ

Двухосный индикаторный гиростабилизатор (ГС) содержит наружную рамку 1 и расположенную в ней платформу 2, датчик момента (ДМ) 3, усилитель мощности (УМ) 4, корректирующий фильтр (КФ) 5 , сумматор 6, микромеханический гироскоп (ММГ) 7, ДМ 8, УМ 9, КФ 10, сумматор 11, ММГ 12, микромеханический акселерометр (ММА) 13, усилительно-преобразующий блок (УПБ) 14, ММА 15, УПБ 16, сумматор 11, датчик угла командных сигналов 17, сумматор 18, датчик угла командных сигналов 19, сумматор 20. Оптико - электронный датчик (ОЭД) 21 установлен на платформе 2 так, что его оптическая ось перпендикулярна

плоскости платформы 2. Выход устройства управления 22 соединен с вторым входом сумматора 24 вычислительного устройства канала наружной рамки (ВУКНР) 23, а также соединен с третьим входом сумматора 6. ВУКНР состоит из вычислительных блоков 25, 26, 27, 28, 29, 30, 31, 32, 33 и системы связей между ними, как это показано на рис.2. На первый вход вычислительного блока 28 поступает сигнал с выхода датчика угла командных сигналов 19. Выход вычислительного блока 33 является выходом ВУКНР и соединен с вторым входом сумматора 18. Выход устройства управления 34 соединен с вторым входом сумматора 36 вычислительного устройства канала платформы (ВУКП) 35, а также с третьим входом сумматора 11. ВУКП состоит из вычислительных блоков 37, 38, 39, 40, 41, 42, 43, 44, 45 и системы связей между ними, как это показано на рис.3. Выход восемнадцатого вычислительного блока 45 ВУКП 35 является выходом ВУКП и соединен с вторым входом сумматора 20.

Рис. 2. Структура ВУКНР

39 40 41

38 37

43 44

Рис. 3. Структура ВУКП

158

Сумматор 24, вычислительный блок 25 с передаточной функцией Ж1 (р) = (Т1мр +1) / р, параметр Т1м которой устанавливается равным постоянной времени Т1 корректирующего звена 5, вычислительный блок 26 с передаточной функцией Ж2 (р) = к 1м, где параметр к 1м устанавливается равным по величине коэффициенту передачи УМ 4 к 1, вычислительный блок 27 с передаточной функцией Ж3(р) = ~кдс1м / (Тэм 1мр +1), где параметр кдс 1м устанавливается равным по величине коэффициенту передачи по управляющему воздействию кдс 1 ДМ 3, а параметр 1м устанавливается равным по величине электромагнитной постоянной времени ДМ 3 ГЭЛ€ 1, вычислительный блок 28 с передаточной функцией р) = кду 2 ж)/(р + Ь1М), где параметр передаточной функции

кду2м устанавливается равным по величине коэффициенту передачи датчика угла командных сигналов 19 кду2, параметр ^ум устанавливается равным по величине эквивалентному моменту инерции двухосного индикаторного ГС по каналу наружной рамки ^ , параметр Ь1м устанавливается

равным по величине коэффициенту вязкого трения по оси наружной рамки 1 Ь1, вычислительный блок 29 с передаточной функцией Ж5 (р) = к^сХм, где

параметр передаточной функции кдусХм устанавливается равным по величине коэффициенту передачи ММГ 7 к^с1, вычислительный блок 30 с передаточной функцией Ж6 (р) = 1 / р, вычислительный блок 31 реализует функцию вычисления синуса входной величины, вычислительный блок 32 с передаточной функцией Ж8(р) = gЛík1лí, где параметр устанавливается равным величине ускорения свободного падения, а параметр кы устанавливается равным произведению коэффициентов передачи ММА 13 и УПБ 14 к1, вычислительный блок 33 с передаточной функцией Ж7 (р) = кд 1м, где параметр передаточной функции к^ 1м устанавливается

равным по величине коэффициенту передачи датчика угла командных сигналов 17 кду 1 с системой связей представляют собой нелинейную динамическую модель двухосного индикаторного ГС с замкнутыми контуром стабилизации и замкнутым контуром коррекции по каналу наружной рамки. При подаче на второй вход сумматора 24 ВУКНР 23 управляющего сигнала Цу 1 реакция на выходе вычислительного блока 30 ВУКНР 23

соответствует отклонению платформы 2 с ОЭД 21 в пространстве относительно горизонта по оси наружной рамки 1 на угол ам. При подаче на второй вычитающий вход сумматора 18 сигнала с выхода вычислительного блока 33 ВУКНР 23 на выходе третьего сумматора 18 ошибка при выработке информации об угле крена ЛА будет скомпенсирована даже при

больших углах поворота а платформы вместе с ОЭД не только в установившемся после поворота платформы режиме, но и во время переходного режима. Сигнал и с коэффициентом передачи к, 1 пропорционален углу

крена у ЛА.

Сумматор 36, вычислительный блок 37 с передаточной функцией вида Ж9(р) = (Т2мр +1)/ р, параметр Т2м которой устанавливается равным постоянной времени корректирующего звена 10 Т2, вычислительный блок 38 с передаточной функцией Ж10(р) = кум2м, где параметр к2м устанавливается равным по величине коэффициенту передачи УМ 9 к 2, вычислительный блок 39 с передаточной функцией

^1(Р) = -Ко2ж / (Тэм2мР +1), где параметр кдс2м устанавливается равным по величине коэффициенту передачи по управляющему воздействию ДМ 8 кдс2, а параметр Т^2м устанавливается равным по величине электромагнитной постоянной времени ДМ 8 Тэл€2, вычислительный блок 40 с передаточной функциейЖ12(р) = 1/ (^мр + Ь2м), где параметр /й2м устанавливается равным по величине эквивалентному моменту инерции двухосного индикаторного ГС по оси платформы /й2, параметр Ь2м устанавливается равным по величине коэффициенту вязкого трения по оси платформы 2 Ь2, вычислительной блок 41 с передаточной функцией Ж13(р) = кдус2м, где параметр передаточной функции кд 2]Л устанавливается равным по величине коэффициенту передачи ММГ 12 кд 2, вычислительный блок 42 с передаточной функцией Ж14(р) = 1/ р, вычислительный блок 43 реализует функцию вычисления синуса входной величины, вычислительный блок 44 с передаточной функциейЖ16(р) = gЛ4k2л4 , где параметр устанавливается равным величине ускорения свободного падения, а параметр к2м устанавливается равным произведению коэффициентов передачи ММА 15 и УПБ 16 к2, вычислительный блок 45 реализует передаточную функцию (р) = кд 2м, где параметр передаточной функции кд 2м устанавливается

равным по величине коэффициенту передачи датчика угла командных сигналов 19 кду2 с системой связей представляют собой нелинейную динамическую модель двухосного индикаторного ГС с замкнутыми контуром стабилизации и замкнутым контуром коррекции по каналу платформы. При подаче на второй вход сумматора 36 ВУКП 35 управляющего сигнала и 3 реакция на выходе вычислительного блока 42 ВУКП 35 соответствует отклонению платформы 2 с ОЭД 21 в пространстве относительно горизонта по оси платформы 2 на угол р^. При подаче на второй вычитающий вход четвертого сумматора 20 сигнала с выхода вычислительного блока 45 ВУКП 35 на выходе сумматора 20 ошибка при

160

выработке информации об угле тангажа ЛА будет скомпенсирована даже при больших углах поворота Р платформы 2 вместе с ОЭД не только в установившемся после поворота платформы режиме, но и во время переходного режима. Сигнал Us с коэффициентом передачи К^2 пропорционален

углу тангажа и ЛА.

Предложенная схема построения многофункциональной гировертикали позволяет оператору не «заботиться» о собственных уходах ГСС, в результате которых стабилизируемая платформа могла бы оказаться на упорах.

Нелинейная математическая модель миниатюрной многофункциональной ГСС на ММЧЭ, позволяющая исследовать особенности функционирования системы, имеет следующий вид

(J. cos: <р. - Jxsin* <p5 - )g>v2/cos o± - b^ -, i cos9¿ - Máii =

- -(J - J )С0г2 CO , COSO. ~{J - J )C0r2 to -.sill О - - Л/-. -b(i\ -

4 А Л S Л Л 1 Ж > * ys У x ¿T LU 1 1 U^--

-Ц^СОБЦ)^- - -Jvl(032 -о^Хо^созф. - Гйг smq>~) -

-(Л1 - - (Л- - Jyi)- (Л- - ЛхХ»^ - «ООЧй&Фа sin ф- -

-tocsin o±).

/.cot; - 5,(0., - Мж = Л/,, - &,(-<&, COS ф- - OX sill ф-) - (J - Л) C0v2 СО 7.

¿ _ i _ LIVLj. LL 1. J. V £ ¿ Í II   j. * - Л

t t a = J 2dt, Р = Jz 2 dt,

0 0

U = ^ 1 9 + U 1 , U = ^ U 9 ,

1 дус1 y 2 дусо1' 2 дус 2 z 2 дусо 2'

U5 = Ui + U3 + U

U6 = U 2 + U4 + Uy 3,

zl = oz C0S Фгу + ox sm Фгу ,  x1 = ox C0S Фгу - oz Sln Ф

-гу

x 2 = ox

cos Ф

гУ

sm Ф г sin Фгz

-- + y 2-~

cos фгz C0S Фгz C0S Фгz

Фгz = z2 - 0z C0s Фгу - 0x sin Фгу , Фгу = у2 /C0s Фгz + 0x C0s Ф ^Ф z - 0y - 0z sin ФгуtgФгz

В уравнениях проекции абсолютной угловой скорости ЛА на его главные оси обозначены , где система координат х0у0 20 жестко

связанна с ЛА. Положение осей гиростабилизированной платформы с установленным на ней ОЭД, х2у222 относительно х0у020 зададим углами

Угу , 2У222 - проекции абсолютной угловой скорости на оси,

связанные с платформой. С наружной рамкой ГС связаны оси координат х1 у1г1, Мдс1, МЭс2 - моменты, развиваемые ДМ наружной рамки и платформы соответственно; Мвн 1,Мен2- возмущающие моменты по осям наружной рамки и платформы соответственно, Jx, Jy, / - моменты инерции платформы относительно соответствующих осей; / 1, Jy 1,J21-

моменты инерции наружной рамки относительно соответствующих осей; Ь1, Ь2 - удельные моменты сил скоростного трения по осям наружной рамки и платформы соответственно, к - коэффициент передачи усилителя контура стабилизации, кдсг- коэффициент передачи ДМ, ЖКЗ 1(р),Жкз2(р)-передаточные функции корректирующих звеньев контуров стабилизации, р - оператор дифференцирования, ТЭс хТдс 2- электромагнитные постоянные времени ДМ; к - коэффициент передачи усилителя контура коррекции, жг, ж2- проекции линейного ускорения ЛА на ось чувствительности ММА каналов наружной рамки и платформы соответственно, и1, и2- выходное напряжение ММГ, и3, и4- выходное напряжение ММА после усиления. кф,с1 - коэффициент передачи ММГ канала наружной рамки, кд 2 -коэффициент передачи ММГ канала платформы, и= ег1 + е1 2 + е1 3 + е1 4 -смещение нуля ММГ. Смещение нуля и дус0)1 имеет несколько составляющих: ег1- основная систематическая погрешность, которая оценивается в процессе калибровки и исключается из показаний ММГ, е12 -дополнительная систематическая погрешность, являющаяся функцией окружающей температуры е13 - дополнительная систематическая

погрешность, являющаяся функцией перегрузок (п); е14 = % + + -

случайная составляющая, являющаяся следствием шумов электронной и механической подсистем датчика, вызывающая разброс показаний, зависящий от времени усреднения, которая, в свою очередь, может рассматриваться как сумма трех составляющих: е15- «белого» шума, е16-нестабильности нуля, е17 - случайного блуждания угловой скорости.

кш - коэффициент передачи ММА, иа ш = ег 8 +е 9 +ег10 +ег11 - смещение нуля ММА. Смещение нуля иа0 ММА имеет несколько составляющих: е18- основная систематическая погрешность, которая оценивается в процессе калибровки и исключается из показаний ММА, е19- дополни-

162

тельная систематическая погрешность, являющаяся функцией окружающей температуры (t); s;10 - дополнительная систематическая погрешность,

являющаяся функцией перегрузок (n); s 11 = s;13 +s;14 + s;15- случайная составляющая, являющаяся следствием шумов электронной и механической подсистем датчика, вызывающая разброс показаний, зависящий от времени усреднения, которая, в свою очередь, может рассматриваться как сумма трех составляющих: s^-белого шума, s;14- нестабильности нуля, s;15- случайного блуждания ускорения.

Следует отметить, что в системе уравнений (1), если на вход подан управляющий сигнал Uy 1, то управляющий сигнал U 3 = 0, и наоборот,

если на вход подан сигнал U 3, то управляющий сигнал Uy 1 = 0.

Формирование сигнала ам, необходимого для компенсации изменения сигнала датчика угла командных сигналов по оси наружной рамки ГСС, обусловленного поворотом платформы в пространстве под действием управляющего сигнала Uy 1, осуществляется на основании системы уравнений

(JyM COS2 Фгг + Sin2 Фг, + J у1м )  y 2 /COS Фг2 + ЪыЫ y 2м /COS фг2 - M дЛм = °

t

«м = Jy2м^ ,

0

и1м кдус1м  у 2 м , и3м = ку1мка1м§м ^м ,

и. = и, +и3 + и,,

5 м 1м 3 м у1 ?

иу3 = о,

Г«м м ^ р - м =

Тогда сигнал с выхода датчика угла командных сигналов по оси наружной рамки запишется так:

иу = кду,Угу ~ кду1 мам .

Формирование сигнала р^, необходимого для компенсации изменения сигнала датчика угла командных сигналов по оси платформы ГСС, обусловленного поворотом платформы в пространстве под действием управляющего сигнала и 3, осуществляется на основании системы уравнений

/ГА( ю_-2*+Ь2м<й:2м - Мдс2м = 0,

г

Рм = Jz2мdt ,

'м J z 2 0

U2 м kdyc 2 м  z 2 м ,

U = k ~ k ~ g sin В ,

4 м y 2 м а 2 мо м "м' V /

> 2.

U6 ж = U2 ж + U4 ж + иуз,

иУ1 = 0,

Тдс2жМдс2ж р + Мдс2ж = kdc2жkyж2жU6(Лз2ж(Р^

Тогда сигнал с выхода датчика угла командных сигналов по оси платформы запишется следующим образом:

U»= кду 2 ф гу ду 2жРж .

Индекс ж в обозначениях параметров систем (2), (3) означает, что данные параметры являются параметрами модели, реализуемой вычислительными устройствами каналов наружной рамки и платформы.

Задача уменьшения времени программного поворота платформы с ОЭД может быть решена при формировании управляющих сигналов Uу 1(t), Uy 3(t) в соответствии с выражениями:

- при отклонении платформы по оси наружной рамки на угол Р

Uyl(t) = 0;

Uy 3 (t) = U1 = const;

если Рж(t) = Рпр,,тоиу1(*) = U2 = const,Ul > и2;

- при возврате платформы к горизонтальному положению из положения Р„р

Uyi(t) = 0;

U 3(t) = -U1 = const;

если pж(t) = 0,moUy3(t) = 0;

- при отклонении платформы по оси наружной рамки на угол Р

U^(t) = 0;

U 3(t) = -Uj = const;

если Рж (t) = -рпр, mоUyl(t) = -U2 = COnSt,-U2 > -Ui;

- при возврате платформы к горизонтальному положению из положения Р пр

Uyj(t) = 0;

U 3(t) = U1 = const;

если Рм(t) = 0,moUy3(t) = 0.

Здесь р - программируемый угол поворота платформы с оптико-

электронным датчиком по каналу платформы. Диаграмма управляющего сигнала представлена на рис.4. При этом в начальный момент времени обеспечивается форсирование процесса управления путем подачи управляющего сигнала высокого уровня (например, 0,5 В), а при достижении заданного угла - переход к низкому уровню управляющего сигнала (например, 0,05 В), обеспечивающего удержание заданного угла поворота (рис.5). Аналогично формируются сигналы управления по каналу наружной рамки.

и,3, В

Р, рад

t ^ c

Рис. 4. Управляющий сигнал

t ^ c

Рис. 5. Программируемый поворот платформы с ОЭД

Предложенный способ позволяет осуществить поворот платформы с ОЭД на угол 0,5 рад за 0,35 с при собственной постоянной времени ГСС по контуру коррекции 3,4 с.

Проведена оценка влияния нестабильности параметров ГСС по отношению к соответствующим параметрам вычислительных устройств на точность выдачи информации о пространственном положении ЛА. Выявлено, что наиболее жесткие требования предъявляются к величине коэффициента передачи по контуру коррекции. При нестабильности этого параметра в 1 % указанная ошибка не превышает 18 угл. мин в совмещенном режиме поворота оптической оси ОЭД на угол 0,5 рад и выдачи информации о пространственном положении ЛА.

Макет ГСС на микромеханических гироскопах типа ADXSR610 и микромеханических акселерометрах ALH 3044 представлен на рис.6. В качестве центрального процессорного устройства использован микроконтроллер ATMega8. Для увеличения точности оцифровки сигналов ММЧЭ в макете применен внешний 16-разрядный аналогово-цифровой преобразователь последовательного приближения AD7680. Для ШИМ управления датчиками момента использованы драйвера двигателей L293D. В качестве оптико-электронной системы применен портативный регистратор DRV G Alade. Общий вид макетного образца представлен на рис. 6.

Рис. 6. Общий вид макета ГСС на ММЧЭ

Особенностью цифровой реализации каналов управления является реализованная в макете процедура калибровки сигналов ММЧЭ и медианная фильтрация сигналов ММЧЭ. Применение на этапе обработки данных процедуры медианного фильтра с целью устранения из потока входного сигнала ММЧЭ шумовых импульсов позволяет увеличить точность калибровки сигналов ММЧЭ, а следовательно, уменьшить собственный уход ГС.

Итоговая ошибка стабилизации по каналам наружной рамки и платформы от воздействия моментов сил вязкого и сухого трения, инерционных моментов, моментов тяжения токоподводов, линейных ускорений качки основания, случайных составляющих в выходных сигналах ММГ и ММА составляет 8 угл. мин.

Список литературы

1. URL: www.aerospace.goodrich.com

2. URL: http: //www.uav.ru/

3. Системы адаптивного управления летательными аппаратами / А.С. Новоселов [и др.]. М.: Изд-во «Машиностроение», 1987. 156с.

4.Положительное решение на выдачу патента РФ на полезную модель по заявке №2012116322 от 23.04.2012 Малютин Д.М., Малютина М.Д. Индикаторный гиростабилизатор.

M.D. Malyutina

MULTIPURPOSE GYROSCOPIC SYSTEM OF STABILIZATION ON MICROMECHANICAL SENSITIVE ELEMENTS FOR THE PILOTLESS FLYING DEVICE

The scheme of construction and the mathematical description of multipurpose gyroscopic system of stabilization on micromechanical sensitive elements for the pilotless flying device are resulted.

Key words: gyroscopic system of stabilization, micromechanical accelerometer, a micromechanical gyroscope,opto- the electronic gauge.

Получено 10.09.12