Патенты автора Бражник Валерий Михайлович (RU)

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых самолетов и вертолетов, в котором проводится разработка способа оптимального оценивания полного перечня параметров состояния инерциальной навигационной системы (ИНС) и эффективной коррекции измеряемой ей навигационной и пилотажной информации. Способ оптимального оценивания ошибок инерциальной навигационной системы и ее коррекции по неподвижному наземному ориентиру с известными географическими координатами включает угловое сопровождение неподвижного наземного ориентира коррекции (ОК) и дискретное измерение наклонной дальности до него в щадящем для лазерного дальномера из состава обзорно-прицельной системы режиме его работы с частотой излучающих посылок 0,5-1,0 Гц и основан на совместной обработке измеряемых при этом текущих углов визирования ОК и наклонной дальности до него, текущих углов истинного и гироскопического курсов, крена и тангажа объекта и счисленных ИНС географических координат его местоположения и текущей бароинерциальной высоты. При этом в режиме непрерывного углового сопровождения ОК одно-двухсекундные временные интервалы между соседними измерениями дальности до ОК заполняют ее десятигерцовыми расчетными значениями, которые формируют в соответствии с модифицированной, инвариантной к рельефу подстилающей поверхности угломестной процедурой определения наклонной дальности, предполагающей использование текущих бароинерциальной высоты объекта, косинуса угла между географической вертикалью и направлением на ОК, и сформированного по измерениям ОПС опорного значения высоты ОК над уровнем моря, при этом оценивание составляющих абсолютной линейной скорости объекта осуществляют в соответствии с кинематической моделью его движения относительно неподвижного наземного ОК в проекциях на оси инерциальной системы координат. При этом реализуются две параллельно работающие процедуры оптимального оценивания - основная и вспомогательная, первая из которых обеспечивает оценивание расширенного вектора параметров состояния ИНС и последующую коррекцию ее навигационных и пилотажных параметров, а вторая - формирование адекватных с СНС позиционных и скоростных сигналов, используемых в основной процедуре оптимального оценивания в качестве сигналов идеального измерителя. Технический результат изобретения – расширение функциональных возможностей прицельно-навигационного комплекса современного ЛА. 7 ил.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов ЛА. Предложенный способ формирования воздушно-скоростных параметров маневренного объекта заключается в совместной обработке информации, включающей измеряемые системой воздушных сигналов и датчиком углов атаки и скольжения текущие значения модуля воздушной скорости и углов атаки и скольжения, ориентации объекта относительно связанной с ним системы координат, текущее расчетное значение модуля скорости ветра, а также неизвестные, подлежащие оцениванию, функциональные параметры, формируемые по результатам инерциально-доплеровской коррекции углов истинного курса, крена и тангажа объекта и модуля путевой скорости объекта с определяющими его текущую пространственную ориентацию относительно собственной системы координат. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей современной авиационной техники и повышение точности и эффективности ее пилотирования и боевого применения во всех условиях эксплуатации. 11 ил.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Предложенный способ формирования бароинерциальной высоты и вертикальной скорости заключается в том, что используют сигнал вертикального канала инерциальной навигационной системы, реализуемой в соответствии с дискретной процедурой фильтрации и идентификации Калмана, осуществляют параллельное интегрирование сигнала, измеряемого вертикальным акселерометром, и сравнение результатов интегрирования с обеспечением грубого формирования вертикальной скорости, и обеспечивают расчет в режиме инерциально-доплеровской коррекции. Причем при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения связи ошибок измерения углов эволюции объекта и ошибок счисления основной тройки навигационных параметров с малыми углами рассогласования реального и опорного трехгранников гироплатформы инерциальной системы навигации (ИНС). Техническим результатом изобретения является разработка высокоточного, пригодного для широкого промышленного применения способа формирования бароинерциальной высоты и вертикальной скорости, синтезированного на основе оптимального комплексирования баровысотомера из состава системы воздушных сигналов и вертикального канала ИНС, функционирующей в режиме ее инерциально-доплеровского оценивания и коррекции. 4 ил.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов ЛА. Предлагаемый защищенный способ привязки к подвижной наземной цели основан на комбинации кинематического метода определения наклонной дальности (КМОД) и модифицированного угломестного способа определения текущей дальности до подвижной наземной цели (МУСОД) и предполагает реализацию оптимальной процедуры инерциально-доплеровского оценивания и коррекции, а также синтез бароинерциального канала формирования абсолютной высоты и вертикальной скорости. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей оптико-электронных прицельно-навигационных комплексов (ОЭПрНК) объектов боевого назначения за счет разработки дополнительного, защищенного способа привязки к подвижной наземной цели, а также повышение точности и эффективности решения боевой задачи (БЗ) за счет разработки альтернативной прогнозу параметров движения цели, унифицированной с режимом привязки процедуры оптимального оценивания на основе модифицированной, инвариантной к рельефу подстилающей поверхности угломестной процедуры расчета наклонной дальности. 9 ил.

Изобретение относится к информационно измерительным комплексам и системам управления боевыми летательными аппаратами (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей прицельных систем путем синтеза автоматической процедуры прицеливания по подвижной наземной цели для обеспечения эффективного применения неуправляемых авиационных средств поражения (АСП). Для этого в режиме оптимальной привязки к цели по измерениям обзорно-прицельной и инерциально-доплеровской систем определяют относительные координаты и параметры ее движения в осях географического сопровождающего трехгранника (ГСТ) ONHE. По ее окончании оптимальный фильтр переводят в режим прогноза параметров цели. Параллельно с процедурой привязки и прогноза рассчитывают компоненты скорости ветра и воздушной скорости объекта и цели в проекциях на оси связанной системы координат. По ним определяют угловые поправки на стрельбу и потребные для прицельной сопроводительной стрельбы углы ориентации объекта, используя которые формируют входные сигналы оптимального фильтра-идентификатора, оценивающего необходимые для управления текущие значения углов ориентации объекта относительно постоянно изменяющегося направления прицельной стрельбы и ошибки расчета угловой скорости вращения объекта. Оценки последних используют для коррекции составляющих угловой скорости объекта, а оценки углов отклонения объекта относительно направления прицельной стрельбы - для формирования сигналов управления объектом. За летчиком остается выполнение функции контроля качества управления объектом и нажатие боевой кнопки (БК). 4 ил.

Изобретение относится к области измерительных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение точности оценивания и краткосрочного прогноза параметров движения цели на основе субоптимальной процедуры ее углового сопровождения в обеспечение эффективного применения неуправляемых авиационных средств поражения (АСП). Для этого оценивание и прогноз параметров цели осуществляют в проекциях на оси лучевой системы координат. Выбор указанной системы координат не случаен, так как позволяет эффективно реализовать и привязку к цели, и модифицированный прогноз ее параметров на основе углового сопровождения цели. Для этого по окончании режима привязки, ее фильтр-идентификатор редуцируют, выделяя из него дальномерный канал и канал углового сопровождения цели. Фильтр-идентификатор канала углового сопровождения по измерениям углов визирования цели формирует перечень оценок характерных для него параметров, а дальномерный канал, на основе оценок собственных параметров, полученных в режиме привязки, и текущих оценок составляющих скорости канала углового сопровождения реализует прогноз своих параметров, которые используют в процедуре углового сопровождения. 5 ил.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат изобретения - повышение точности и быстродействия оптимального оценивания и коррекции всех измеряемых инерциальной навигационной системой (ИНС) навигационных и пилотажных параметров в обеспечение эффективного решения навигационных, боевых и специальных задач. Способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям спутниковой навигационной системы заключается в том, что используют традиционную процедуру оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего сигналы измерения оптимального фильтра-идентификатора формируют посредством сравнения одноименных географических координат местоположения и горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) ИНС, сформированных по измерениям спутниковой навигационной системы (СНС), а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270 секунд прямолинейного горизонтального полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» гироплатформы и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом сам прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС - географических координат местоположения и составляющих абсолютной линейной скорости, реализуют в разомкнутой схеме ИНС, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок параметров состояния ИНС. При этом модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения относительно антенного блока (АБ) СНС и представляют их в виде системы трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в скоростные сигналы измерения кинематические составляющие относительной скорости движения ИНС, а при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС с погрешностями выдерживания вертикали αx, αy и углом αz азимутального ухода ГП ИНС с точностью до величин второго порядка малости относительно таких параметров, как Δϕ, Δλ, αх, αy, αz, обеспечивают определение текущих значений элементов матриц сообщения и наблюдения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого оценивание и «прогноз» параметров движения цели осуществляют в проекциях на оси инерциальной системы координат, что приводит к поканальной декомпозиции уравнений относительного движения цели, вследствие чего, вместо модели 9-го порядка, получают три структурно идентичных и несвязанных между собой канала. Синтезированные на их основе три фильтра-идентификатора формируют полный массив оптимальных оценок, которые используют в качестве начальных условий, в более эффективной по сравнению с прогнозом процедуре оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности. В результате обеспечиваются упрощение используемой в режиме привязки процедуры оптимального оценивания и прогноза и реализация альтернативной прогнозу и унифицированной с режимом привязки процедуры оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности для обеспечения повышения точности и эффективности решения боевой задачи. 6 ил.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Указанный результат достигается за счет: - расширения традиционной модели ошибок инерциальной навигационной системы (ИНС) и включения в нее системы из трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений 1-го порядка, описывающих изменение координат местоположения ИНС относительно доплеровского измерителя скорости (ДИСС) в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП); - корректного формирования сигналов измерения, матрицы наблюдения и модели сообщения с использованием соотношений, связывающих ошибки счисления основной тройки навигационных параметров с малыми углами рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС. Высокая точность оценивания скоростных ошибок и углов ухода реальной ГП ИНС позволяет реализовать эффективную коррекцию навигационной и пилотажной информации и из двух потенциально равноточных ИНС определить ту, угловая информация которой наиболее приемлема для пилотирования и решения боевых и специальных задач. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого использованы взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, вычислительная система, включающая взаимосоединенные входами-выходами по магистрали вычислительного информационного обмена вычислительно-логические модули объединенной базы данных (ОБД), формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП), формирования отображаемой информации (ФОИ), формирования управляющих сигналов (ФУС), ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО). Комплексная система навигации и управления ЛА дополнительно снабжена введенными в состав вычислительной системы вычислительно-логическими модулями оценки положения ЛА относительно навигационной точки и формирования фиктивного угла сноса. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого использованы соединенные входами-выходами две инерциальные навигационные системы (ИНС1 и ИНС2), корректирующая система (КС), два фильтра комплексной обработки информации ИНС1, ИНС2 и КС, пульта управления и блока коммутации. При этом дополнительно введены блоки сравнения и анализа текущих параметров и погрешностей ИНС1 и ИНС2, блок памяти полетного задания, блок прогнозирования траектории и параметров полета, два блока прогнозирования погрешностей ИНС1, ИНС2 и два блока памяти. С помощью вновь введенных блоков моделируют полет ЛА от точки текущего местоположения ЛА до заданной точки маршрута или на заданный интервал времени. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого унифицированный навигационный комплекс ЛА содержит взаимосоединенные по цифровым каналам информационного обмена (КИО) комплект навигационно-пилотажных систем (НПС) и бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС), причем комплект НПС включает навигационно-пилотажные системы (НПС) различных физических принципов действия, такие как инерциальные навигационные системы и курсовертикали, системы воздушных сигналов, спутниковые навигационные системы, радиотехнические системы ближней и дальней навигации, доплеровские измерители путевой скорости, радиовысотомеры, системы визуальной коррекции, корреляционно-экстремальные навигационные системы и радиотехнические системы посадки, а БЦВС включает вычислительно-логические функциональные модули (ФМ) ввода-вывода информации, подготовки комплекса, первичной обработки информации, комплексной обработки информации, определения параметров Земли, определения навигационных параметров, расчета параметров ортодромии, преобразования координат, определения управляющих параметров, контроля комплекса, управления режимами работы комплекса, информационного обеспечения принятия решений и формирования выходных параметров, дополнен введенными в состав БЦВС ФМ сканирования и идентификации подключенных к КИО НПС, ФМ базы данных протоколов информационного взаимодействия НПС и ФМ унификации входной информации от НПС. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при заходе на посадку. Техническим результатом является повышение безопасности совершения посадки ЛА. В способе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку дополнительно задают допустимую вертикальную скорость при соприкосновении ЛА с ВПП, используя известную горизонтальную посадочную скорость конкретного типа ЛА, определяют допустимый угол наклона траектории посадки, определяют текущий угол наклона заданной траектории посадки, которую формируют относительно ВКГРМ, перемещаемого в пространстве по вертикали от начального положения, соответствующего начальной высоте и начальному углу наклона заданной траектории посадки, по направлению к ВПП таким образом, что расстояние от ВКГРМ по вертикали до ВПП прямо пропорционально текущей горизонтальной дальности от ЛА до ближнего торца ВПП, контролируют текущий угол наклона заданной траектории посадки, причем при достижении им значения соответствующего снижению ЛА с допустимой вертикальной скоростью, положение ВКГРМ относительно ВПП фиксируют. 4 ил.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА. В способе управления траекторией посадки летательного аппарата осуществляют предварительное измерение с помощью бортовых систем визуальной ориентации координат ЛА относительно любой визуально идентифицируемой и запрограммированной навигационной точки (НТ) в районе аэродрома, которую с учетом известных параметров НТ используют для коррекции местоположения ЛА, а в процессе самой посадки с помощью бортовых систем визуальной ориентации измеряют координаты ЛА относительно ближнего торца ВПП, которые с учетом известных параметров ближнего торца ВПП используют для уточнения положения ЛА относительно траектории посадки. 6 ил.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА. В способе управления траекторией летательного аппарата при посадке на незапрограммированный аэродром измеряют и корректируют параметры движения ЛА, формируют параметры положения ЛА относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП), формируют заданную траекторию посадки относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВРМ), который размещают под точкой стандартного положения курсового радиомаяка, управляют угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом рассогласования пеленга ВРМ и курса ВПП и рассогласования угла места ВРМ и угла наклона заданной траектории посадки, измеряют координаты ближнего торца ВПП незапрограммированного перед полетом аэродрома, которые, с учетом стандартной длины ВПП или расчетной длины ВПП и заданного или расчетного курса ВПП, используют для определения координат ВРМ. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют совмещение процесса начальной выставки инерциальной навигационной системы (ИНС) и процесса выруливания на взлетно-посадочную полосу (ВПП). При этом начальную выставку ИНС начинают в режиме наземной выставки, а сразу после достижения минимально достаточных характеристик ИНС начинают движение ЛА на взлет, продолжая начальную выставку ИНС в режиме выставки на корабле. Полный набор параметров, подаваемый на вход ИНС при выставке на корабле, определяют с помощью самой ИНС и спутниковой навигационной системы (СНС) ЛА и подменяют на входе ИНС. При отказе или отсутствии данных от СНС, после начала движения ЛА на взлет, начальную выставку ИНС продолжают только во время возможных остановок ЛА, приостанавливая ее во время движения ЛА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к измерительным комплексам и системам летательных аппаратов (ЛА) - самолетов и вертолетов

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к пилотажно-навигационному оборудованию летательных аппаратов (ЛА)

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в составе комплексов навигационного оборудования летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, а именно к комплексам бортового оборудования, вычислительным машинам, системам, приборам и устройствам, обеспечивающим проведение вычислительных процессов, взаимосвязь, управление оборудованием и индикационное обеспечение экипажей летательных аппаратов

Изобретение относится к измерительным комплексам и системам летательных аппаратов

Изобретение относится к области автоматизации процесса обнаружения программных и оперативных целей

Изобретение относится к измерительным комплексам летательных аппаратов (ЛА) - самолетов и вертолетов

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам, содержащим преобразователи угловой скорости и линейного ускорения по нескольким осям

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, а именно к бортовым цифровым вычислительно-преобразующим устройствам, обеспечивающим проведение вычислительных процессов и взаимосвязи управляющих и информационных систем и датчиков со средствами отображения и хранения информации о параметрах состояния самолета, его агрегатов и систем

Изобретение относится к комплексам бортового оборудования, обеспечивающим навигацию, управление и наведение двухместных многофункциональных самолетов тактического назначения, а также применение средств активного и пассивного противодействия

 


Наверх