Комплексная система навигации и управления летательного аппарата



Комплексная система навигации и управления летательного аппарата
Комплексная система навигации и управления летательного аппарата
Комплексная система навигации и управления летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2481558:

Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") (RU)

Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может найти применение в комплексах пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого комплексная система навигации и управления летательного аппарата содержит взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, комплект радиотехнических средств связи, взаимодействующих по эфиру с радиотехнической системой связи авианосца, вычислительную систему, включающую 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). При этом в состав вычислительной системы введены вычислительно-логические модули оценки пространственно-временных параметров движения ЛА на возврате и прогноза параметров точки встречи ЛА и корабля. 3 ил.

 

Предлагаемое устройство предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА) авианосного базирования.

Полет любого ЛА можно разделить на:

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадку.

В целом посадка включает в себя следующие этапы: предпосадочное маневрирование, которое также называют этапом возврата, заход на посадку и непосредственно приземление.

Задачей этапа возврата является вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) с таким расчетом, чтобы ЛА находился на продолжении оси ВПП на установленной высоте и дальности относительно торца ВПП с курсом, примерно равным направлению ВПП. Т.е. ЛА должен быть выведен в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения, где гарантированно обеспечиваются условия стабильного функционирования бортовых и наземных посадочных систем.

Различные аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего предпосадочное маневрирование ЛА, приведены в следующих работах:

1. Батенко А.П. Управление конечным состоянием движущихся объектов. М., "Советское радио", 1977 г., 256 с.

2. Воробьев Л.М. Воздушная навигация, М.: Машиностроение, 1984.

3. Рогожин В.О. и др. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005 (на украинском языке).

4. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф., М.: Транспорт, 1988.

5. Патент РФ на изобретение №2240589 с приоритетом от 31.07.2003. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы.

6. Патент РФ на изобретение №2276328 с приоритетом от 21.06.2005. Прицельно-навигационный комплекс многофункционального самолета авианосного и наземного базирования.

Описание, наиболее близкого к предлагаемому изобретению, устройства приведено в патенте РФ на изобретение №2276328 [6].

С учетом цели предлагаемого изобретения делаем следующие, не противоречащие содержанию описания вышеуказанного патента на изобретение, допущения - полагаем, что:

- устройство также включает комплект радиотехнических средств связи (РСС), взаимодействующих по эфиру с радиотехнической системой связи авианосца и обеспечивающих прием параметров движения корабля (координаты φК, λК, курс ψК, скорость VК), которые измеряются непосредственным образом бортовым оборудованием корабля;

- в состав вычислительно-логических модулей вычислительной системы устройства также входит модуль формирования управляющих сигналов (ФУС) для системы автоматического управления (САУ), функционирующий в соответствии со способом, описанным в патенте РФ на изобретение №2240589 [5].

Таким образом, полагаем, что в целом устройство-прототип описано одновременно в двух патентах РФ на изобретения №2276328 [6] и №2240589 [5].

С учетом только существенных, для предлагаемого изобретения, признаков устройство-прототип содержит взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена (КИО) комплект многофункциональных индикаторов (МФИ), комплект навигационно-пилотажных средств (НПС), переносной носитель исходных данных (ПНИД), комплект радиотехнических средств связи (РСС), вычислительную систему (ВС), включающую взаимосоединенные входами-выходами по магистрали вычислительного информационного обмена (МВИО) вычислительно-логические модули (ВЛМ) объединенной базы данных (ОБД), формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП), формирования отображаемой информации (ФОИ), формирования управляющих сигналов (ФУС), ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО), вход-выход которого является входом-выходом ВС.

На чертеже (см. фиг.1) представлена блок-схема устройства-прототипа, содержащего:

1. комплект многофункциональных индикаторов МФИ;

2. комплект навигационно-пилотажных средств НПС;

3. переносной носитель исходных данных ПНИД;

4. комплект радиотехнических средств связи РСС;

5. канал информационного обмена КИО;

6. вычислительную систему ВС, включающую:

7. магистраль вычислительного информационного обмена МВИО,

8. ВЛМ объединенной базы данных ОБД,

9. ВЛМ формирования навигационно-пилотажных параметров ФНПП,

10. ВЛМ ввода-вывода и управления информационным обменом ВВУИО,

11. ВЛМ формирования отображаемой информации ФОИ,

12. ВЛМ формирования управляющих сигналов ФУС.

Устройство-прототип является комплексной системой навигации и управления ЛА обеспечивающей формирование навигационной и пилотажной информации, ее представление на многофункциональных индикаторах, управление ЛА в ручном и автоматическом режимах.

Система-прототип функционирует следующим образом.

Информационная взаимосвязь всего оборудования устройства осуществляется по КИО, включающему электрические, механические, электромеханические связи.

МФИ содержит "n" многофункциональных индикаторов с цветными жидкокристаллическими экранами (ЖКЭ).

Комплект НПС включает инерциальные навигационные системы (ИНС), спутниковые навигационные системы (СНС), системы воздушных сигналов и другие системы, измеряющие параметры движения ЛА при подготовке и в полете, которые с входа-выхода НПС через КИО поступают на вход-выход ВС и через ВВУИО и МВИО в ФНПП, ФОИ, ФУС.

ПНИД является носителем полетных заданий с долговременной репрограммируемой памятью (типа стандартных флеш-карт), подготавливаемых на наземных пунктах планирования полетных заданий. Введенные в ПНИД исходные данные для бортового оборудования, параметры навигационных точек на маршруте, параметры возможных аэродромов базирования, параметры возможных кораблей базирования и другие данные через КИО поступают на вход ВС, а затем через ВВУИО и МВИО в ОБД.

Комплект РСС обеспечивает обмен кодированной информацией между кораблем и ЛА.

ВС является вычислительной системой, при этом все ВМЛ, входящие в состав ВС, исполнены по стандартным вычислительным схемам на основе процессоров и запоминающих устройств.

ВВУИО через один вход-выход осуществляет прием, преобразование и передачу данных во взаимодействующее оборудование через вход-выход ВС по КИО. Другой вход-выход ВВУИО подключен к МВИО, осуществляющей информационный обмен между всеми ВМЛ ВС.

ОБД выполнен на стандартном долговременном запоминающем устройстве, хранящем данные, поступившие с ПНИД.

В ФНПП осуществляется комплексная обработка информации от КНПС, ОБД и формируются текущие навигационно-пилотажные параметры ЛА, поступающие по МВИО в ФОИ и ФУС.

В ФОИ по данным, полученным по МВИО от ОБД, ФНПП, ФУС и от взаимодействующего оборудования через КИО и ВВУИО, формируются обобщенные мнемокадры функциональной, цифробуквенной информации, совмещенной с представлением многофункционального пульта управления. Сформированные мнемокадры изображений с входа-выхода ФОИ через МВИО, ВВУИО, КИО поступают в МФИ для отображения на экранах с целью принятия решения экипажем для работы с оборудованием комплекса через обрамляющие экраны многофункциональных индикаторов органы управления (сенсорные кнопки, кнопки-клавиши).

В ФУС, на этапе предпосадочного маневрирования по текущим координатам ЛА φЛА, λЛА из ФНПП, координатам начала ВПП φВПП, λВПП и курсу ВПП ψВПП из ОБД определяют текущие координаты ЛА ХЛА, YЛА в системе координат, связанной с началом ВПП:

XЛА=Δλ·sinψВПП+Δφ·cosψВПП,

YЛА=-Δλ·cosψВПП+Δφ·sinψВПП,

где Δφ=(φЛАВПП)·R, Δλ=(λЛАВПП)·R·cosφЛА, R - радиус Земли, который с достаточной точностью для рассматриваемой задачи может быть принят равным 6371 км.

По текущим координатам ЛА XЛА, YЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно начала ВПП X0ВТ, Y0=RЗ определяют заданный курс ЛА ψЗ на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψИ поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ) ЛА:

,

где - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, RЗ - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА VЗ при выходе в точку А на заданной высоте НЗ, αСН - угол сноса ЛА.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется с учетом рассогласования между текущим и заданным курсами и после того, как текущий курс ЛА ψИ сравняется с заданным курсом ψЗ и вектор скорости ЛА будет направлен на точку А, крен ЛА становится равным нулю, и ЛА летит на точку А касания заданной окружности.

Для управления в продольной плоскости для индикации и для САУ в ФУС формируется отклонение ЛА от программной высоты ΔН:

ΔН=HЛАПР,

где НЛА - значение текущей высоты ЛА из ФНПП, НПРЗ+tg(θЗ)·D - программное значение высоты, θЗ - заданный угол наклона траектории снижения из ОБД, НЗ - заданное значение высоты ЛА в точке А из ОБД.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется с учетом отклонение ЛА от программной высоты ΔН.

Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом RЗ, вынесенную по оси ВПП на расстояние ДВТ от ее края и находящуюся на заданной высоте НЗ. После прохождения точки А на высоте НЗ производится разворот ЛА в сторону ВПП, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП. На этом этап возврата заканчивается и начинается этап захода на посадку.

Основным недостатком этого устройства, при использовании для возврата на авианосец, является тот факт, что управление ЛА осуществляется в предположении постоянства координат ВПП. Изменение координат корабля приведет к тому, что траектория по которой будет следовать ЛА, в соответствии со сформированными в данном устройстве управляющими сигналами, будет постоянно изменяться и будет неоптимальной, что может привести к уменьшению безопасности полета.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей устройства и повышение точности управления ЛА при выходе на линию ВПП движущегося корабля.

Поставленная цель достигается тем, что в известной комплексной системе навигации и управления ЛА, включающей взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, комплект радиотехнических средств связи, взаимодействующих по эфиру с радиотехнической системой связи авианосца, вычислительную систему, включающую 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), в состав вычислительной системы введены дополнительные вычислительно-логические модули оценки пространственно-временных параметров движения ЛА (ПВПЛА) на возврате и прогноза параметров точки встречи (ППТВ) ЛА и корабля, взаимосоединенные между собой и с вычислительно-логическими модулями ОБД, ФНПП, ФОИ, ФУС и ВВУИО по магистрали вычислительного информационного обмена.

На чертеже (см. фиг.2) представлена блок-схема предлагаемого устройства, содержащего:

1. комплект многофункциональных индикаторов МФИ;

2. комплект навигационно-пилотажных средств НПС;

3. переносной носитель исходных данных ПНИД;

4. комплект радиотехнических средств связи РСС;

5. канал информационного обмена КИО;

6. вычислительную систему ВС, включающую:

7. магистраль вычислительного информационного обмена МВИО,

8. ВЛМ объединенной базы данных ОБД,

9. ВЛМ формирования навигационно-пилотажных параметров ФНПП,

10. ВЛМ ввода-вывода и управления информационным обменом ВВУИО,

11. ВЛМ формирования отображаемой информации ФОИ,

12. ВЛМ формирования управляющих сигналов ФУС;

13. ВЛМ оценки пространственно-временных параметров ЛА ПВПЛА;

14. ВЛМ прогноза параметров точки встречи ЛА и корабля ППТВ.

Функционирование предлагаемой системы на этапе возврата на корабль проиллюстрировано рисунком на фиг.3.

Предлагаемая система функционирует следующим образом.

Информационная взаимосвязь всего оборудования устройства осуществляется по КИО, включающему электрические, механические, электромеханические связи.

МФИ содержит "n" многофункциональных индикаторов с цветными жидкокристаллическими экранами (ЖКЭ).

Комплект НПС включает инерциальные навигационные системы (ИНС), спутниковые навигационные системы (СНС), системы воздушных сигналов и другие системы, измеряющие параметры движения ЛА при подготовке и в полете, которые с входа-выхода НПС через КИО поступают на вход-выход ВС и через МВИО и ВВУИО в ФНПП, ФОИ, ФУС.

ПНИД является носителем полетных заданий с долговременной репрограммируемой памятью (типа стандартных флеш-карт), подготавливаемых на наземных пунктах планирования полетных заданий. Введенные в ПНИД исходные данные для бортового оборудования, параметры навигационных точек на маршруте, параметры возможных аэродромов базирования, параметры возможных кораблей базирования и другие данные через КИО поступают на вход ВС, а затем через ВВУИО и МВИО в ОБД.

Комплект РСС обеспечивает обмен кодированной информацией между кораблем и ЛА. В частности, с корабля через РСС в ВС поступают данные о текущих координатах корабля φК, λК, его скорости VК и курсе ψК.

ВС является вычислительной системой, при этом все ВМЛ, входящие в состав ВС, исполнены по стандартным вычислительным схемам на основе процессоров и запоминающих устройств.

ВВУИО через один вход-выход осуществляет прием, преобразование и передачу данных во взаимодействующее оборудование через вход-выход ВС по КИО. Другой вход-выход ВВУИО подключен к МВИО, осуществляющей информационный обмен между всеми ВМЛ ВС.

ОБД выполнен на стандартном долговременном запоминающем устройстве, хранящем данные, поступившие с ПНИД.

В ФНПП осуществляется комплексная обработка информации от КНПС, ОБД и формируются текущие навигационно-пилотажные параметры ЛА, поступающие по МВИО в ФОИ и ФУС.

В ФОИ по данным, полученным по МВИО от ОБД, ФНПП, ФУС и от взаимодействующего оборудования через КИО и ВВУИО, формируются обобщенные мнемокадры функциональной, цифробуквенной информации, совмещенной с представлением многофункционального пульта управления. Сформированные мнемокадры изображений с входа-выхода ФОИ через МВИО, ВВУИО, КИО поступают в МФИ.

В ФУС, на этапе предпосадочного маневрирования по текущим координатам ЛА φЛА, λЛА из ФНПП, курсу ψК и координатам φKu, λKu корабля в момент встречи ЛА и корабля из ППТВ определяют текущие координаты ЛА XЛА, YЛА в системе координат, связанной с началом ВПП, и курс ВПП корабля ψВПП:

ψВППК-ΔψВПП,

XЛА=Δλ·sinψВПП+Δφ·cosψВПП-ΔXВПП,

YЛА=-Δλ·cosψВПП+Δφ·sinψВПП-ΔYВПП,

где Δφ=(φЛАKu)·R, Δλ=(λЛАKu)·R·cosφЛА, R - радиус Земли, который с достаточной точностью для рассматриваемой задачи может быть принят равным 6371 км, ΔψВПП - известный угол между продольной осью корабля и направлением ВПП корабля из ОБД, ΔXВПП и ΔYВПП - известные расстояния между точкой, в которой измеряются координаты корабля, и началом ВПП корабля, спроектированные на оси Х, Y из ОБД.

По текущим координатам ЛА, XЛА, YЛА из ФНПП и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно начала ВПП Х0ВТ, Y0=RЗ, из ОБД определяют заданный курс ЛА ψЗ на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψИ поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ) ЛА:

,

где D= - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, RЗ - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА VЗ при выходе в точку А на заданной высоте HЗ, αCH - угол сноса ЛА из ФНПП.

Для управления в продольной плоскости для индикации и для САУ в ФУС формируется отклонение ЛА от программной высоты ΔH:

ΔH=HЛА-HПР,

где HЛА - текущая высота ЛА из ФНПП, HПР=HЗ+tg·D - программное значение высоты, НЗ и θЗ - соответственно заданное значение высоты ЛА в точке А и заданный угол наклона траектории снижения из ОБД.

В начальный момент функционирования предлагаемого устройства на этапе возврата, координатам φKu, λKu в ППТВ присваивают значения текущих координат корабля φK, λK.

На фиг.3, в предположении равенства нулю угла сноса ЛА αCH, заданный курс, рассчитанный в начальный момент функционирования предлагаемого устройства на этапе возврата, обозначен как ψЗо.

В дальнейшем координаты φKu, λKu, поступающие в ФУС из ППТВ, определяют следующим образом.

В ПВПЛА определяют длину траектории посадки DТП вплоть до касания палубы корабля:

DТП=D+ДВТ+RЗ·(ψВППЗ).

Используя значения длины траектории посадки DТП, текущей высоты ЛА HЛА, текущей скорости ЛА VЛА, известную из аэродинамики конкретного ЛА зависимость его скорости от высоты в процессе выполнения стандартного предпосадочного маневра, в ПВПЛА определяют среднюю скорость ЛА в процессе посадки VЛАС. Реализация этой операции осуществляется в ПВПЛА табличным методом с линейной аппроксимацией между табличными значениями из ОБД.

Используя длину траектории посадки DТП и среднюю скорость ЛА в процессе посадки VЛАС, в ПВПЛА определяют относительное время посадки ТП:

ТП=DТП/VЛАС.

В ППТВ, используя время посадки ТП и текущие координаты φK, λK, курс ψK, скорость VК корабля, определяют координаты корабля в момент посадки:

φKuK+TП·VK·cosψK/R,

λKuKП·VK·sinψK/(R·cosφK),

которые на следующем цикле функционирования устройства будут использованы в ФУС в качестве координат корабля.

Таким образом, реализуется итерационный метод определения координат корабля в момент посадки, точность определения которых с каждым циклом решения повышается. Как показывают результаты расчетов и математического моделирования, необходимая, для решения задачи возврата на корабль, точность определения координат корабля в момент посадки достигается на 3-4 итерационном цикле решения задачи.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется с учетом рассогласования между текущим и заданным курсами и после того, как текущий курс ЛА ψИ сравняется с заданным курсом ψЗ и вектор скорости ЛА будет направлен на точку А, крен ЛА становится равным нулю, и ЛА летит на точку А касания заданной окружности.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется с учетом отклонение ЛА от программной высоты ΔH.

Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности, вынесенной по оси ВПП относительно прогнозируемого местоположения корабля в момент касания ЛА палубы корабля. После прохождения точки А на высоте HЗ производится разворот ЛА в сторону прогнозируемого положения ВПП корабля, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП корабля. На этом этап возврата на корабль заканчивается и начинается этап захода на посадку на палубу корабля.

Комплексная система навигации и управления летательного аппарата, содержащая взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, комплект радиотехнических средств связи, взаимодействующих по эфиру с радиотехнической системой связи авианосца, вычислительную систему, включающую 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), отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена введенными в состав вычислительной системы вычислительно-логическими модулями оценки пространственно-временных параметров движения ЛА (ПВПЛА) на возврате и прогноза параметров точки встречи ЛА и корабля (ППТВ), взаимосоединенными между собой и с вычислительно-логическими модулями ОБД, ФНПП, ФОИ, ФУС и ВВУИО по магистрали вычислительного информационного обмена.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной и специальной технике и может быть использовано в подвижных пунктах навигации и топогеодезической привязки на базе шасси специальных транспортных средств, в частности, для дистанционной привязки на местности.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в судовых навигационных комплексах. .

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). .

Изобретение относится к устройствам отображения информации, используемой пилотом и членами экипажа при пилотировании летательными аппаратами (ЛА), а именно к командно-пилотажным индикаторам (КПИ) с визуализацией индексов "Лидер" и "Самолет".

Изобретение относится к системам дистанционного управления самолетами. .

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах управления летательными аппаратами (ЛА). .

Изобретение относится к области радиолокационного приборостроения и может быть использовано при построении различных радиолокационных или аналогичных систем, предназначенных для навигации летательных аппаратов (ЛА) путем определения местоположения и управления движением ЛА.

Изобретение относится к области исследований устойчивости, управляемости и динамики посадки самолетов и может быть использовано в приборном оборудовании летательных аппаратов для повышения безопасности и сокращения сроков и стоимости летного обучения и летной отработки управляемости самолетов при посадке на объект (корабль или ВПП).

Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.

Изобретение относится к геодезии, в частности к способам топогеодезической подготовки боевых действий ракетных войск и артиллерии Сухопутных войск. .

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах автоматической навигации высокоскоростных судов

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к комплексам управления информационно-исполнительными системами бортового оборудования, общесамолетным оборудованием, летательным аппаратом и индикации информации от систем о внешней обстановке, а также их состояния

Заявленное изобретение относится к области носителей, одновременно использующих информацию, получаемую от инерциального блока, и информацию, получаемую от системы спутниковой навигации, например системы GPS. Технический результат состоит в уменьшении, в случае возникновения неисправности у спутника, защитного радиуса вокруг вычисленного положения, ограничивающего ошибку определения истинного положения в соответствии с заданным уровнем риска для целостности, что определяет степень целостности системы. Для этого способ определения навигационных параметров носителя при помощи устройства гибридизации, содержащего фильтр (3) Калмана, формирующий гибридное навигационное решение на основе инерниальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой (2), и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), отличающийся тем, что включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение (Ir, Ir') правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника такой неисправности на основе отношения (Ir, Ir') правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на гибридное навигационное решение и корректируют гибридное навигационное решение в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к военной технике, а именно к способам функционирования систем топопривязки и навигации в условиях боевого применения, и может быть использовано для решения задач топогеодезической подготовки боевых действий ракетных войск и артиллерии Сухопутных войск, разведывательных средств. Способ функционирования системы топопривязки и навигации (СТН) в условиях боевого применения, включающий в себя выполнение операции подготовки к выполнению боевой (учебной) задачи, проведение ориентирования на начальной точке, выполнение задач в режиме «Навигация», архивирование топогеодезических данных, выполнение задач в режиме «ЦКМ», передачу результатов привязки по автоматизированному каналу информационного обмена системы связи и передачи данных (ССПД) с пунктами управления вышестоящих и взаимодействующих формирований. В состав выполняемых системой топопривязки и навигации операций введены следующие режимы и задачи работы программно-аппаратного комплекса: режим «Состояние», выполненный с возможностью отображения при активации задачи «Индикация» информации о готовности системы к работе и выбранной системе координат, отображения текущих данных наземного транспортного средства (НТС) по данным бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС-ТП), аппаратуры спутниковой навигации (АСН), отображения текущего состояния доплеровского датчика скорости (ДДС) и универсального механического датчика скорости (МДС), отображения текущих данных НТС по данным системы определения высоты (СОВ), задача «Вычисление поправки для работы с визиром», выполненная с возможностью определения поправки для работы с визиром и производимая в режиме «Техническое обслуживание», режим «Привязка АП», выполненный с возможностью определения взаимного расположения акустических пеленгаторов, входящих в состав НТС. Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в формировании способа функционирования системы топопривязки и навигации, оснащенной современными аппаратными средствами, в условиях боевого применения, определяющего оптимальный алгоритм ее функционирования и обеспечивающего с высокой степенью автоматизации выполнение комплекса мероприятий по топогеодезическому обеспечению НТС, на котором установлена система, при выполнении экипажем задач по боевому назначению. 6 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в наземных подвижных информационно-аналитических комплексах вооружений. Технический результат - повышение эффективности и надежности. Для этого система содержит следующие основные каналы информационного обмена: два радиоканала обмена навигационной аппаратуры потребителей космических навигационных систем (НАП КНС), стационарно установленной на топопривязчике, с навигационными космическими аппаратами (НКА) КНС ГЛОНАСС и GPS, два радиоканала обмена переносного войскового навигационно-геодезического комплекса (ВНГК) с НКА КНС ГЛОНАСС и GPS, два радиоканала обмена контрольно-корректирующей станции (ККС) с НКА КНС ГЛОНАСС и GPS, два автоматизированных радиоканала обмена радиостанций, радиоканал обмена между двумя носимыми радиостанциями. 1 ил.

Изобретение относится к области навигации и топопривязки, в частности к способам инерциально-спутниковой навигации и контроля качества навигационных полей космических навигационных систем (КНС) ГЛОНАСС и GPS, формирования корректирующей информации и анализа ее качества. В способе функционирования топопривязчика в режиме контрольно-корректирующей станции, включающем прием спутниковой навигационной информации, проведение коррекции навигационной информации, поступающей от навигационных космических аппаратов, выполняемой в режиме контрольно-корректирующей станции (ККС), имеющей собственное программно-математическое обеспечение, выдачу выходных параметров навигации и корректирующей информации по сигналам навигационных космических аппаратов внешним потребителям по автономному каналу передачи данных, новым является то, что при аппаратной реализации, когда рабочая конфигурация ККС состоит из следующих основных аппаратных блоков, объединенных в едином модуле: опорной станции (ОС) с устройством для передачи дифференциальных поправок, контрольной станции (КС), станции интегрального контроля (СИК) с устройством для приема дифференциальных поправок, на первом этапе выполняется контроль работоспособности ККС, на втором этапе выполняется прием аппаратурой ОС и СИК сигналов всех находящихся в зоне видимости КА КНС ГЛОНАСС и GPS, включающий запрос с ОС альманахов КНС ГЛОНАСС и GPS, запрос плановых координат и высоты точки размещения антенн ОС и СИК, расчет видимости КА КНС ГЛОНАСС и GPS на текущую дату, сравнение количества отслеживаемых приемниками ОС и СИК КА КНС ГЛОНАСС и GPS с расчетным числом КА, на третьем этапе выполняется измерение псевдодальностей и фазы несущей по всем принимаемым сигналам КНС ГЛОНАСС и GPS, временная привязка измерений к системной шкале КНС ГЛОНАСС (GPS), их регистрация с заданным темпом и выдача в реальном времени или по требованию оператора на устройстве отображения, формирование из принимаемых навигационных сообщений КА файлов, их регистрация и выдача для архивации, хранения и представления в текстовом виде, на четвертом этапе происходит получение и формирование корректирующей информации для навигационных сигналов КА ГЛОНАСС и GPS, непрерывный анализ качества рассчитанной и передаваемой корректирующей информации, выдача корректирующей информации в реальном масштабе времени в устройство для передачи дифференциальных поправок в канал передачи корректирующей информации, на пятом этапе происходит определение координат ККС в режиме накопления с постобработкой данных. Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в формировании способа функционирования топопривязчика в режиме контрольно-корректирующей станции (ККС), обеспечивающего режим работы навигационной аппаратуры топопривязчика и связанных с ним потребителей ГЛОНАСС/GPS в заданном районе с прецизионной точностью местоопределения, формирование корректирующей информации, включающей дифференциальные поправки и контроль качества сформированных дифференциальных поправок, сбор и обработку измерительной, навигационной и другой информации для выполнения топопривязчиком задач по назначению, регистрацию, архивацию корректирующей информации, ее выдачу по требованию оператора на устройство отображения, документирование и автоматизированную передачу по автономному каналу передачи данных. 9 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в инерциальных навигационных системах (ИНС) авиационных и наземных носителей. Задача - существенное повышение точности счисления скоростей и координат движущегося объекта с малогабаритной бесплатформенной ИНС (БИНС) средней точности в автономном режиме без использования постоянно обновляемых в реальном времени сигналов работающей спутниковой навигационной системы (СНС). Технический результат достигается тем, что в БИНС средней точности реализуют две вычислительных навигационных платформы, каждая из которых имеет свой закон управления (демпфирование инерциальных ошибок), зависящий от параметров движения носителя, а именно от составляющих горизонтальных ускорений носителя. При этом первая платформа обеспечивает счисление углов тангажа и крена ориентации носителя, тогда как вторая - угла курса и счисление проекций скоростей носителя и его географических координат с учетом предварительно определенных и запомненных оценок скорости ветра и его направления. Каждая из платформ имеет свой закон управления. Одна из них является традиционной невозмущаемой вычислительной платформой, но с демпфированием по собственным ускорениям. Вторая осуществляет демпфирование ошибок по разности показаний скоростей ИНС и системы воздушных сигналов (СВС). При этом предварительно при наличии сигналов СНС определяют ошибку невыставки ИНС в азимуте, скорость и направление ветра. 5 ил.

Изобретения относятся к области приборостроения и могут применяться в системах навигации летательных аппаратов (ЛА). Задачей, на которую направлены данные изобретения, является повышение надежности и точности системы за счет восстановления рабочего состояния после кратковременного пропадания напряжения питания в полете ЛА. Существенным отличием системы является введение датчиков температуры в блок датчиков угловой скорости, блок датчиков линейного ускорения и трехкомпонентный магнитометр. Существенным отличием способа является использование тарировочных характеристик блока датчиков угловой скорости, блока датчиков линейного ускорения и магнитометра с учетом изменения температуры окружающей среды. Техническим результатом изобретений является повышение надежности навигационного комплекса и точности пилотирования. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена. Достигается расширение эксплуатационных возможностей, повышение безопасности пилотирования и эффективности применения вертолета, повышение надежности работы комплекса. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к средствам информационного обмена и управления. Информационно-управляющая система робототехнического комплекса содержит магистрали обмена, датчики и вычислительную систему. Информационно-управляющие потоки робототехнического комплекса разделены на каналы обмена и управления первого уровня: канал обмена и управления информационно-вычислительной системы роботизированной транспортной платформы с пунктом дистанционного управления, включающий каналы обмена второго уровня, и канал обмена и управления вычислительного ядра блока управления, размещенного на пункте дистанционного управления, с вычислительным ядром поворотной платформы, размещенной на роботизированной транспортной платформе и оснащенной системой вооружения, включающий в себя каналы обмена второго уровня. Информационно-управляющая система робототехнического комплекса боевого применения обладает достаточной пропускной способностью проводных и радиоканалов, связывающих внутренние и внешние устройства между собой, и обеспечивает высокую точность определения навигационных параметров, высокую степень автоматизации и быстродействия процесса обработки информации. 2 ил.
Наверх