Способ подготовки инерциальной навигационной системы к полету


 


Владельцы патента RU 2529757:

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

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 области авиационного приборостроения.

Курс, крен, тангаж, скорость и координаты местоположения относятся к основным навигационным параметрам, измеряемым на борту летательных аппаратов (ЛА). На борту современных ЛА для измерения курса, крена, тангажа, скорости и координат местоположения широкое применение нашли инерциальные навигационные системы (ИНС).

Теоретические основы функционирования ИНС и описание некоторых из них приведены во многих работах отечественных и зарубежных авторов. В частности в работах, которые приведены ниже в порядке года издания:

1. Б.С. Петров “Вопросы теории инерциальных навигационных систем”. М.: Наука, 2003.

2. О.А. Бабич "Обработка информации в навигационных комплексах". М.: Машиностроение, 1991.

3. “Аппаратура измерения курса и вертикали на воздушных судах гражданской авиации”. М.: Машиностроение, 1989.

4. И.И. Помыкаев, В.П. Селезнев, Л.А. Дмитроченко “Навигационные приборы и системы”. М.: Машиностроение, 1983.

5. Ф.В. Репников, Г.П. Сачков, А.И. Черноморский “Гироскопические системы”. М.: Машиностроение, 1983.

6. С.С. Ривкин, Р.И. Ивановский, А.В. Костров “Статистическая оптимизация навигационных систем”. Л.: Судостроение, 1976.

7. А. Липтон “Выставка инерциальных систем на подвижном основании”. М.: Наука, 1971.

8. “Инерциальные системы управления” / под редакцией Д. Питмана. М.: Воениздат, 1967.

9. Патент РФ на изобретение №2434202 от 21.07.2010: “Комплексная система подготовки и навигации летательного аппарата”. ОАО “РПКБ”.

ИНС могут быть платформенного или бесплатформенного типа и имеют в своем составе несколько гироскопов и акселерометров. С их помощью в ИНС одновременно измеряют составляющие векторов угловой скорости и ускорения, интегрируя которые, определяют курс, крен, тангаж, скорость и координаты местоположения.

На борту современных ЛА все большее применение находят ИНС бесплатформенного типа.

Современные ИНС, как правило, имеют два основных режима работы - ПОДГОТОВКА и РАБОТА.

В режиме ПОДГОТОВКА осуществляется выставка ИНС в горизонте и азимуте - определяется ориентация измерительных осей ИНС относительно местного горизонта и местного географического меридиана. От качества и точности выставки во многом зависит точность работы ИНС в последующем полете.

Теоретические основы функционирования ИНС при выставке на аэродроме рассмотрены в вышеупомянутых работах [1], [5], [7], [8]. На неподвижном основании сущность автономной выставки ИНС состоит в измерении с помощью акселерометров и гироскопов, входящих в состав ИНС, составляющих вектора ускорения силы тяжести и составляющих вектора угловой скорости вращения Земли по измерительным осям системы и нахождении углов ориентации измерительных осей ИНС относительно плоскости местного горизонта и вектора скорости вращения Земли. Т.е. начальную выставку ИНС на аэродроме осуществляют при неподвижном ЛА путем согласования соответственно векторов ускорения и угловой скорости ЛА, измеряемых ИНС, и известных для стояночных координат местоположения ЛА векторов ускорения силы тяжести G и угловой скорости вращения Земли U.

Такой метод автономной начальной выставки на суше в литературе называют методом гирокомпасирования, который в современных ИНС реализуется в виде режима гирокомпасирования.

Конструкция и технология производства современных ИНС, в частности используемых в их составе гироскопов, акселерометров и вычислительных устройств, обеспечивают достаточный уровень точности начальной выставки в режиме гирокомпасирования при подготовке ЛА к вылету с наземного аэродрома.

Более сложной, по сравнению с выставкой на аэродроме, является выставка ИНС при базировании ЛА на корабле. Процесс выставки ИНС при подготовке ЛА к взлету с палубы корабля усложнен движением корабля. Теоретические основы функционирования ИНС при выставке на подвижном основании рассмотрены в вышеупомянутых работах [7], [1], [5], [6]. Основными методами выставки ИНС современных ЛА, при выставке на корабле, являются модификации рассмотренного в работе А. Липтона [7] метода согласования векторов угловой ориентации, скорости и координат местоположения самого корабля и стоящего на его палубе ЛА, которые измеряются соответственно инерциальными системами корабля и инерциальными системами ЛА.

В ИНС современных ЛА, с учетом особенностей их конструкции, такое согласование осуществляется непосредственно в самой ИНС с использованием возможностей встроенных в системы вычислительных устройств.

Для информационного обеспечения выставки на корабле в ИНС должны быть переданы данные о параметрах движения корабля, измеряемых корабельной ИНС (КИНС):

- углы рысканья, крена и дифферента;

- северная и восточная составляющие вектора скорости по осям географической системы координат;

- географические координаты - широта и долгота.

Для учета различий в положении и движении ЛА и КИНС, которая, как правило, размещается вблизи центра масс корабля, в ИНС также передаются вектор координат ЛА относительно центра масс корабля (X, Y, Z) и угловые скорости изменения углов рысканья, крена и дифферента корабля.

Процедура выставки ИНС как на суше, так и на корабле, как правило, разделена на два этапа:

- грубая выставка - грубое согласование векторов;

- точная выставка - точное согласование векторов.

На этапе грубой выставки в ИНС определяются приблизительные значения параметров угловой ориентации и скорости ЛА. Уже после завершения этого этапа ИНС обладает необходимыми функциональными свойствами по измерению параметров углового положения и скорости ЛА, но ее точностные характеристики будут очень далеки от требуемых для современных ИНС.

Математический аппарат, используемый в ИНС на этапе грубой выставки, описан практически во всех вышеупомянутых книгах.

Основой математического аппарата, обеспечивающего согласование векторов угловой ориентации и скорости на этапе точной выставки ИНС и соответственно достижение требуемых точностных характеристик ИНС, является, как правило, метод оптимальной фильтрации Калмана (ОФК), описанный в упомянутых выше книгах [6] (глава 5) и [2] (глава 1).

Этап грубой выставки позволяет уменьшить погрешности начальной ориентации до величин, позволяющих линеаризовать математическую модель погрешностей ИНС. Поэтому структура ОФК, на этапе точной выставки, как правило, базируется на представлении вектора “состояния системы” в виде системы линейных дифференциальных уравнений, описывающих в математическом виде погрешности ИНС, являющиеся функцией инструментальных погрешностей датчиков ИНС, параметров текущего местоположения ЛА, а при выставке на корабле и параметров его движения. При этом компоненты “вектора измерения погрешностей системы” при выставке на суше формируются как разности соответствующих компонентов векторов угловой скорости и ускорения, измеренных соответствующими датчиками ИНС, и априорно известных для стояночных координат местоположения ЛА компонентов вектора угловой скорости вращения Земли и вектора ускорения силы тяжести, а при выставке на корабле формируются как разности соответствующих компонентов векторов скорости и координат местоположения ЛА и корабля.

После завершения этапа точной выставки ИНС с высокой точностью определяет параметры угловой ориентации, скорость и координаты ЛА.

С учетом цели изобретения, описание наиболее близкого к предлагаемому изобретению способа (прототип) приведено в описании устройства по патенту РФ на изобретение №2434202 [9].

В устройстве по патенту №2434202 осуществляется начальная выставка ИНС как при подготовке к вылету ЛА с наземного аэродрома, так и при подготовке к вылету ЛА с авианесущего корабля.

При подготовке к вылету ЛА с наземного аэродрома начальная выставка ИНС осуществляется в режиме гирокомпасирования путем согласования измеренных в ИНС векторов ускорения и угловой скорости с априорно известными векторами ускорения силы тяжести и угловой скорости вращения Земли в точке местоположения ЛА. Координаты начального местоположения ЛА извлекаются из бортовых устройств долговременной памяти или вводятся с соответствующих пультов.

При подготовке к вылету ЛА с корабля начальная выставка ИНС осуществляется путем согласования измеренных в ИНС векторов углового положения, скорости и координат ЛА с векторами углового положения, скорости и координат корабля, измеренными КИНС. При этом в процессе согласования указанных векторов учитываются текущие значения векторов ускорения силы тяжести и скорости вращения Земли в точке местоположения корабля и параметры положения и движения ЛА относительно центра масс корабля.

Процедуры согласования соответствующих векторов при начальной выставке ИНС, как на суше, так и на корабле, подробно описаны в вышеуказанной литературе и сами по себе не являются предметом предлагаемого изобретения.

Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков в способе-прототипе при подготовке к взлету ЛА с наземного аэродрома начальную выставку ИНС осуществляют при неподвижном ЛА в режиме гирокомпасирования, а при подготовке ЛА к взлету с корабля начальную выставку ИНС осуществляют в режиме выставки на корабле путем согласования в ИНС, с учетом положения и движения ЛА относительно центра масс корабля, соответственно векторов угловой ориентации, скорости и координат ЛА, измеренных ИНС, и векторов угловой ориентации, скорости и координат корабля, измеренных КИНС.

Полная длительность процедур начальной выставки ИНС, обеспечивающая заданный уровень точности, на суше и корабле различна. Например, как показывает практика эксплуатации одной из современных лазерных инерциальных навигационных систем (ЛИНС), полная длительность начальной выставки этой ЛИНС на широте 45° на суше и корабле составляет соответственно 4 и 7 минут (при спокойном состоянии моря).

В связи с чувствительностью процедуры начальной выставки ИНС на суше к внешним возмущениям, запуск двигателей ЛА производят только после завершения начальной выставки ИНС и перевода ее в режим РАБОТА. Длительность запуска двигателей, проверки их работоспособности и других предстартовых процедур может составлять 3-5 минут. Кроме этого, при базировании на сухопутном аэродроме, ЛА до взлета необходимо проехать достаточно большое расстояние от точки стоянки до начала взлетно-посадочной полосы (ВПП). В зависимости от конфигурации аэродрома и рулежных дорожек, а также назначенного, в зависимости от ветра, направления взлета это расстояние может быть существенно больше длины самой ВИН. С учетом скорости, с которой ЛА может перемещаться по аэродрому, необходимости ожидания разрешительных команд на пересечение перекрестков и на взлет, длительность маневрирования ЛА на аэродроме может достигать 5-10 мин.

В результате общее время готовности ЛА к взлету с наземного аэродрома может составлять 10-15 мин, что в некоторых ситуациях неприемлемо.

Целью предлагаемого изобретения является сокращение интегрального времени готовности ЛА к взлету за счет совмещения процесса начальной выставки ИНС с процедурами запуска двигателей ЛА и движения ЛА к ВПП.

Как известно, режим выставки ИНС на корабле изначально предполагает наличие существенных возмущающих воздействий на ЛА из-за движения корабля в условиях взволнованного моря. Анализ характерных воздействий на ИНС процедур запуска двигателей и движения ЛА по аэродрому показывает, что они по частотно-амплитудным и скоростным характеристикам вполне соответствуют требованиям к условиям проведения начальной выставки на корабле.

Поэтому поставленная цель для ИНС, обладающей свойствами начальной выставки как на суше, так и на корабле, обеспечивается тем, что, относительно способа-прототипа, в предлагаемом способе проводят в минимальном объеме начальную выставку ИНС при неподвижном ЛА в режиме гирокомпасирования, а затем, после достижения минимально достаточных характеристик ИНС, т.е. дождавшись как минимум окончания этапа грубой выставки ИНС, осуществляют запуск двигателей и начинают движение ЛА на взлет, и при этом продолжают начальную выставку ИНС в режиме выставки на корабле. Для этого представляют, что самолет находится на палубе движущегося корабля и данные, которые должны поступать на вход ИНС от навигационных систем корабля, подменяют данными, полученными путем соответствующей обработки данных, измеренных самой ИНС и широко применяемой на борту современных ЛА спутниковой навигационной системы (СНС).

Длительность этапа грубой выставки современных ИНС составляет 30-40 секунд. При этом современные ИНС могут быть переведены в режим РАБОТА, с несколько ухудшенными характеристиками по точности, еще до завершения полной начальной выставки. Возможность прервать начальную выставку на корабле и перевести вышеупомянутую ЛИНС в режим РАБОТА на широте 45° наступает через 3 минуты после включения питания. Т.е., если ЛА, после завершения этапа грубой выставки ЛИНС, начнет движение к ВПП, то к моменту выруливания ЛА на ВПП такая ЛИНС, как правило, будет уже готова к переводу в режим РАБОТА. Если движение ЛА по аэродрому к ВПП продолжится большее время, то к моменту выруливания ЛА на ВПП начальная выставка в ЛИНС может завершиться в полном объеме.

Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, в способе подготовки ИНС к полету, в соответствии с которым, при подготовке ЛА к взлету с наземного аэродрома, начальную выставку ИНС осуществляют при неподвижном ЛА в режиме гирокомпасирования, а при подготовке ЛА к взлету с корабля, начальную выставку ИНС осуществляют в режиме выставки на корабле путем согласования в ИНС, с учетом положения и движения ЛА относительно центра масс корабля, соответственно векторов угловой ориентации, скорости и координат ЛА, измеряемых ИНС, и подаваемых на вход ИНС векторов угловой ориентации, скорости и координат корабля, движение ЛА на взлет с наземного аэродрома начинают сразу после достижения минимально достаточных характеристик ИНС, причем с этого момента продолжают начальную выставку ИНС в режиме выставки на корабле, для чего на входе ИНС углы рысканья, крена, дифферента корабля и скорости их изменения приравнивают соответственно к углам курса, крена, тангажа и скоростям их изменения, измеренным ИНС, координаты ЛА относительно центра масс корабля приравнивают к нулю, а координаты и вектор скорости корабля приравнивают к координатам и вектору скорости, измеренным СНС ЛА.

Как известно, СНС являются радиотехническими системами со всеми вытекающими из этого достоинствами и недостатками, например их работоспособность может быть нарушена искусственными и естественными помехами. Т.е. в силу различных причин СНС могут быть в неработоспособном состоянии. В такой ситуации поставленная ранее цель может быть достигнута тем, что начальную выставку ИНС, после начала движения ЛА на взлет, продолжают только во время возможных остановок ЛА, приостанавливая ее во время движения ЛА. Для приостановки процесса начальной выставки достаточно приравнять векторы углового положения, скорости и координат корабля к соответствующим векторам углового положения, скорости и координат ЛА, измеренным ИНС, т.е. сигналы с выхода ИНС подать на вход ИНС в виде соответствующих параметров движения корабля. Для продолжения процесса начальной выставки во время остановки ЛА необходимо приравнять вектор линейной скорости корабля к нулю, а координаты местоположения корабля зафиксировать на момент остановки.

Таким образом, при отсутствии данных от СНС, в предлагаемом способе подготовки ИНС к полету, после начала движения ЛА на взлет, начальную выставку ИНС продолжают только во время возможных остановок ЛА, приостанавливая ее во время движения ЛА, для чего во время движения координаты и вектор скорости корабля приравнивают соответственно к координатам и вектору скорости, измеренным ИНС, а на время остановок координаты корабля фиксируют, а вектор скорости корабля приравнивают к нулю.

ИНС ЛА измеряет и определяет следующие параметры: составляющие вектора угловой скорости по осям связанной системы координат ωux, ωuy, ωuz, составляющие вектора ускорения по осям связанной системы координат aux, auy, auz, курс ψu, параметры углового положения крен γu, тангаж υu, составляющие вектора скорости по осям географической системы координат Vun, Vue, Vuh, географические координаты местоположения φu, λu и другие параметры.

Скорости изменения курса ω, крена ω, тангажа ω ЛА могут быть определены из соотношений:

ω=(ωuz·sinγuuy·cosγu)/cosυu;

ωux·sinυu;

ωuy·sinγuuz·cosγu.

Аналогичные параметры измеряют КИНС: угол рысканья ψк, крен γк, дифферент υк, скорости изменения угла рысканья ωкψ, крена ωкγ, дифферента ωкυ, составляющие вектора линейной скорости по осям географической системы координат Vкn, Vкe, Vкh, географические координаты местоположения φк, λк и другие параметры.

ПРИМЕЧАНИЕ: Для большей наглядности, при обозначении параметров движения корабля, в материалах заявки используются буквы греческого алфавита, принятые для обозначения соответствующих параметров в авиации, а не во флоте.

СНС ЛА измеряет составляющие вектора скорости по осям географической системы координат Vсn, Vce, Vch, географические координаты местоположения φс, λс и другие параметры.

В целом, с физической точки зрения, процедура определения начальных значений курса, крена, тангажа, составляющих вектора скорости и координат ЛА на этапе грубой выставки в режиме автономного гирокомпасирования на аэродроме, без учета погрешностей и особенностей функционирования датчиков угловых скоростей и ускорений, а также применяемых в ИНС методов обработки и фильтрации измеряемых данных, может быть проиллюстрирована следующими формулами (см. фиг.1):

ψu=arctg(-ωuzux);

γu=arsin(auz/g);

υu=arsin(-aux/g);

Vun=Vue=Vuh=0;

φuu0;

λuu0.

Где g - модуль вектора ускорения силы тяжести G в точке местоположения ЛА.

При подготовке ЛА на аэродроме координаты начального местоположения φu0, λu0 вводят в ИНС сразу после ее включения из устройств долговременной памяти, которые физически могут входить в состав самой ИНС или бортовой вычислительной системы. При необходимости эти параметры могут быть изменены с соответствующих пультов управления.

С соответствующих пультов управления в ИНС также может быть введен начальный курс ЛА ψu0, который должен быть предварительно определен любым из известных методов визуальной ориентации.

Точность определения начального курса на этапе грубой выставки невысока. Как показывают расчеты и результаты моделирования, погрешность определения начального курса может составлять 5-10°. Как показывает практика, при наличии необходимых профессиональных навыков и опыта у обслуживающего персонала, такую же точность, без привлечения специальных оптических устройств, обеспечивают методы быстрой визуальной ориентации относительно ориентиров, сооружений и линий на аэродроме.

Таким образом, ИНС в конце этапа грубой выставки, с функциональной точки зрения, полностью работоспособна, т.е. обеспечивает измерение всех заданных параметров, но с невысокой точностью.

После завершения этапа грубой выставки в режиме гирокомпасирования, которое сопровождается выдачей из ИНС соответствующего сигнала готовности, ИНС переключают в режим выставки на корабле, что позволяет осуществить запуск двигателей и начать движение к ВПП, продолжая при этом процесс начальной выставки ИНС. При этом на вход ИНС в качестве параметров движения корабля подают данные, имитирующие работу КИНС, сформированные в соответствии со следующими формулами:

ψкu;

γкu;

υкu;

X=Y=Z=0;

ωкψ;

ωкγ;

ωкυ;

Vкn=Vсn;

Vке=Vсе;

Vкh=Vсh;

φкс;

λкс.

В ИНС данные о скорости и координатах корабля, с учетом параметров X, Y, Z и ωкψ, ωкγ, ωкυ, пересчитывают к точке местоположения ЛА и формируют вектор измерения погрешностей ИНС:

ZVn=Vun-Vкn;

ZVe=Vue-Vке;

ZVh=Vuh-Vкh;

Zφuк;

Zλuк.

Для формирования оценок погрешностей ИНС в режиме начальной выставки на корабле вектор измерения погрешностей ИНС обрабатывают в соответствии с любым из известных методов статистической оптимизации.

Сама по себе процедура оценки погрешностей ИНС не является непосредственным предметом предлагаемого изобретения и поэтому в материалах заявки не описывается. Наиболее широко применяется для этих целей метод ОФК. Примеры применения метода ОФК для оценки погрешностей ИНС в режиме начальной выставки приведены в вышеупомянутых книгах.

В результате обработки вектора измерения погрешностей ИНС определяются оценки погрешностей ИНС в определении углов ориентации и скорости ЛА, которые компенсируются в выходных сигналах ИНС. В процессе начальной выставки может производиться также оценка погрешностей датчиков, входящих в состав ИНС. Например, постоянных составляющих дрейфов гироскопов.

На основе анализа состояния процесса начальной выставки в ИНС последовательно формируются сигналы, обозначающие достижение различных уровней точностных характеристик: вначале возможность определять параметры угловой ориентации и начать движение, затем возможность прервать начальную выставку и начать взлет, а после полного окончания переходных процессов сигнал готовности к переходу в режим РАБОТА с номинальной точностью.

На фиг.1 приведен график переходного процесса оценки погрешности курса в одной из современных ЛИНС, начальная выставка которой при подготовке к взлету с аэродрома осуществлялась в соответствии с описанной в заявке процедурой. На график переходного процесса наложены графики выдачи из ЛИНС сигнала достоверности параметров угловой ориентации (готовность ЛИНС к движению) и сигнала разрешения прервать начальную выставку (готовность ЛИНС к взлету).

Эксперимент был произведен на широте 55.5° с.ш. Начальный стояночный курс ЛА был введен с погрешностью 4.3°. Как следует из графиков, на указанной широте предлагаемый способ для этой ЛИНС обеспечивает возможность осуществить запуск двигателей и начать движение ЛА на взлет через 30 секунд от момента включения ЛИНС, а интегральное время готовности ЛА к взлету может быть меньше 4 минут от момента включения ЛИНС. Погрешность определения курса в момент выдачи из ИНС сигнала готовности к взлету составила 0.5°. Такая погрешность, с учетом наличия в большинстве современных ИНС режима довыставки в воздухе, приемлема при решении большинства навигационно-пилотажных задач. При этом стандартная для современных ИНС точность определения курса в 0.1° была достигнута уже через 5 минут от момента включения ЛИНС.

При отсутствии достоверных данных от СНС, на вход ИНС в качестве параметров движения корабля подают данные, имитирующие работу КИНС, сформированные следующим образом.

Во время движения ЛА:

ψкu;

γкu;

υкu;

X=Y=Z=0;

ωкψ;

ωкγ;

ωкυ;

Vкn=Vun;

Vке=V;

Vкh=Vuh;

φкu;

λкu.

Во время остановок ЛА:

ψкu;

γкu;

υкu;

X=Y=Z=0;

ωкψ;

ωкγ;

ωкυ;

Vкn=Vке=Vкh=0;

φк;

λк.

Где φ и λ - координаты ЛА из ИНС в момент начала остановки ЛА.

Таким образом, на примере технической реализации показано достижение следующего технического результата - дополнительно введенные в способ операции обеспечивают сокращение общего времени готовности ЛА к взлету с наземного аэродрома.

1. Способ подготовки инерциальной навигационной системы (ИНС) к полету, в соответствии с которым при подготовке летательного аппарата (ЛА) к взлету с наземного аэродрома начальную выставку ИНС осуществляют при неподвижном ЛА в режиме гирокомпасирования, а при подготовке ЛА к взлету с корабля начальную выставку ИНС осуществляют в режиме выставки на корабле путем согласования в ИНС, с учетом положения и движения ЛА относительно центра масс корабля, соответственно векторов угловой ориентации, скорости и координат ЛА, измеряемых ИНС, и подаваемых на вход ИНС векторов угловой ориентации, скорости и координат корабля, отличающийся тем, что движение ЛА на взлет с наземного аэродрома начинают сразу после достижения минимально достаточных характеристик ИНС, причем с этого момента продолжают начальную выставку ИНС в режиме выставки на корабле, для чего на входе ИНС углы рысканья, крена, дифферента корабля и скорости их изменения приравнивают соответственно к углам курса, крена, тангажа и скоростям их изменения, измеренным ИНС, координаты ЛА относительно центра масс корабля приравнивают к нулю, а координаты и вектор скорости корабля приравнивают к координатам и вектору скорости, измеренным спутниковой навигационной системой ЛА.

2. Способ подготовки инерциальной навигационной системы к полету по п.1, отличающийся тем, что, после начала движения ЛА на взлет, начальную выставку ИНС продолжают только во время возможных остановок ЛА, приостанавливая ее на время движения ЛА, для чего во время движения координаты и вектор скорости корабля приравнивают соответственно к координатам и вектору скорости, измеренным ИНС, а на время остановок координаты корабля фиксируют, а вектор скорости корабля приравнивают к нулю.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в управлении летательными аппаратами, в том числе пассажирскими самолетами. Система управления общесамолетным оборудованием содержит панели управления, систему связи, компьютеры, блоки защиты и коммутации постоянного и переменного электрического тока, блоки преобразования сигналов.

Изобретение относится к авиационному приборостроению. Предложенная комплексная корреляционно-экстремальная навигационная система (КЭНС) предназначена для обеспечения автономной высокоточной коррекции на основе использования информации о нескольких поверхностных физических полях Земли, полученной датчиками технического зрения.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бортовых системах продольного эшелонирования самолетов. Технический результат - повышение безопасности.

Многофункциональный тяжелый транспортный вертолет круглосуточного действия содержит фюзеляж с силовой установкой, общевертолетное оборудование, средства механизации вертолета, органы оперативного управления.

Изобретение относится к средствам информационного обмена и управления. Информационно-управляющая система робототехнического комплекса содержит магистрали обмена, датчики и вычислительную систему.

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.

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.

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).

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.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в наземных подвижных информационно-аналитических комплексах вооружений. Технический результат - повышение эффективности и надежности.

Изобретения относится к устройству для отображения критической и второстепенной информации, установленному в кабине экипажа летательного аппарата. Техническим результатом является повышение скорости обработки и отображения полетной информации в реальном времени. Устройство отображения информации (2) содержит первый блок (6.1) обработки и второй блок (6.2) обработки, подключенные, по меньшей мере, к одному источнику информации (3, 4, 5), причем первый блок обработки также соединен с блоком (7) отображения и со вторым блоком обработки; первый блок обработки и второй блок обработки содержат каждый компьютер (9.1, 9.2) и запоминающее устройство (11.1, 11.2); компьютер второго блока обработки может формировать изображение для отображения на блоке отображения и передавать его на компьютер первого блока обработки, который может изменять указанное изображение посредством введения в него информации из источника информации, и передавать измененное изображение на блок отображения. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к бортовым информационно-вычислительным системам (ИВС) и устройствам, обеспечивающим решение задач управления движением дистанционно-управляемых подвижных объектов, реализацию задач навигации и топопривязки, представление индикационно-управляющих параметров в реальном текущем времени. Технический результат - расширение функциональных возможностей за счет интеллектуального аппаратного обеспечения. Для этого ИВС дистанционно-управляемого подвижного объекта состоит из двух бортовых цифровых вычислительных машин в виде промышленных одноплатных компьютеров. При этом первый компьютер связан с одноплатной платформой, сформированной на базе программируемой логической интегральной схемы (ПЛИС), которая в свою очередь связана с управляющими каналами правого и левого рулевого механизма (ПРМ и ЛРМ), коробки переключения передач (КПП), рычага газа (РГ), с информационными каналами инерциальной системы ориентации в пространстве (ИСОП), спутниковой навигационной системы (СНС), одометрическими и ультразвуковыми датчиками (ОД и УЗД), а также с аппаратными средствами подвижного объекта: тахометром (Т) и спидометром (С). 1 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации и спутниковый способ навигации, и может быть использовано при осуществлении навигации ЛА, в том числе навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях, характеризующихся повышенным уровнем изменчивости состава рабочего созвездия навигационных спутников. Способ состоит в том, что между входной и выходной обработками данных инерциальных датчиков и спутникового приемника с использованием для комплексной обработки фильтра Калмана производят промежуточную обработку, учитывающую ориентацию ЛА в пространстве. Она включает: формирование данных рабочего созвездия на основе уточненного положения ЛА и информации об ориентации ЛА, альманахе спутников, диаграмме направленности антенны спутникового приемника, а также формирование корреляционной матрицы ошибок измерений спутникового приемника на основе данных рабочего созвездия спутников. Предложен вариант способа, в котором в промежуточной обработке проводят выбор рабочего созвездия спутников, формирование векторов направления на спутники, определяют весовые коэффициенты спутников, сопоставляя направления на спутники и диаграмму направленности антенны спутникового приемника, и формируют корреляционную матрицу ошибок спутникового способа с учетом весовых коэффициентов и отношений сигнал/шум для спутников рабочего созвездия. Предложен вариант способа с целевым управлением поиском рабочего созвездия спутников. Результатом использования способа является оценивание координат ЛА с большей точностью и непрерывностью. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в малогабаритных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС), интегрированных как со спутниковой навигационной системой (СНС), так и с одометрической системой для использования в мобильных наземных аппаратах различного типа. Технический результат - повышение точности при использовании «грубых» или среднеточных чувствительных элементов БИНС. Для этого система содержит блок чувствительных элементов (ЧЭ), блок вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат, блок формирования сигналов демпфирования, первый и второй блоки кватернионных вычислений, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации системы, приемник сигналов спутниковой навигационной системы (СНС), блок определения качества сигнала СНС, коммутатор векторных сигналов, первый и второй сумматоры-вычитатели векторных сигналов, блок коррекции угла курса, а также дрейфа курсового (азимутального) гироскопа, блок стоп-детектора, блок одометрической системы, со множеством связей различных сигналов между блоками и переключениями связей в разных маневрах объекта-носителя БИНС. 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в малогабаритных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС), интегрированных с различными внешними системами беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Технический результат - повышение точности. Для этого БИНС содержит: блок чувствительных элементов (ЧЭ), блок вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат, блок формирования сигналов демпфирования, блоки кватернионных вычислений, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации, приемник сигналов спутниковой навигационной системы (СНС), блок определения качества сигнала СНС, коммутатор векторных сигналов, первый и второй сумматоры-вычитатели векторных сигналов, блок системы воздушных сигналов (СВС), блок определения ошибки курса, блок определения и коррекции скорости ветра. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам отображения информации. Командно-пилотажный индикатор вертолета содержит экран, на котором индицируются неподвижный относительно центра отсчетный индекс «Самолет», обозначающий текущее положение вертолета в пространстве, и подвижный индекс "Лидер", имеющий возможность поворота вокруг своего центра симметрии, а также перемещения по вертикали и горизонтали относительно индекса "Самолет" и обозначающий требуемое положение в пространстве, генератор символов, соединенный с экраном, средства управления подвижным индексом "Лидер", выполненные в виде блока вычисления характеристик "Лидера". Индексы "Самолет" и "Лидер" выполнены с возможностью одновременного отображения угла скольжения и угла тангажа, путем индикации треугольника, основание которого равно длине горизонтальной прямой линии, символизирующей крылья ЛА, а положение вершины треугольника соответствует текущему значению угла тангажа и угла скольжения индекса "Самолет" и отклонению от заданного значения угла тангажа и угла скольжения индекса «Лидер». Командно-пилотажный индикатор дополнительно снабжен блоком учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета, блоком, индицирующим указатель скорости полета вертолета, индексами указателей текущей и заданной скоростей, блоком вычисления положения центра масс, моментов инерции. Достигается повышение безопасности и упрощение пилотирования вертолета на горизонтальном участке маршрута в процессе изменения текущей скорости полета. 8 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых телевизионных или радиотехнических системах летательных аппаратов. Технический результат - повышение точности автономной работы инерциальной навигационной системы при прерывании радиосвязи с внешней неавтономной радионавигационной системой. Для этого система содержит три акселерометра с ортогональными осями чувствительности, блок определения матрицы угловой ориентации объекта, блок вычисления производных матрицы угловой ориентации, соединенные последовательно блок выработки приращений скоростей, блок выработки скоростей объекта, блок выработки приращений перемещений и блок выработки координат объекта, жестко установленные по ортогональным осям чувствительности подвижного объекта с первого по третий гироскопы, блок оценки гравитационного ускорения, неавтономную радионавигационную систему, соединенную посредством радиолинии с блоком бортовой радиоаппаратуры объекта, блок оценки инструментальных погрешностей, с первого по пятый блоки коррекции, сумматор, блок определения кажущихся ускорений, первый и второй блоки вычитания. 3 з.п. ф-лы, 8 ил., 3 табл.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах контроля целостности выходных сигналов бортовых спутниковых навигационных приемников. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого на борту оцениваемого в полете воздушного судна (ВС) и на ВС, находящихся в полете вблизи оцениваемого спутникового навигационного приемника, получают информацию о барометрической и геометрической высоте от n окружающих ВС по каналу штатного оборудования автоматического зависимого наблюдения (АЗН). На оцениваемом ВС вычисляют разницу между барометрической и геометрической высотами для каждого из n окружающих ВС и осредняют полученные значения, получают для оцениваемого ВС разницу между его барометрической и геометрической высотами, сопоставляют осредненную разницу высоте разницей высот данного ВС. Вводят поправки на давление и температуру воздуха в соответствии с дифференциальным уравнением статики атмосферы. При получении данных АЗН от наблюдаемых ВС в наземном оборудовании АЗН контролируют целостность навигационной аппаратуры потребителей (НАП) на всех наблюдаемых ВС. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к информационно-вычислительным системам и устройствам, обеспечивающим решение задач дистанционного управления движением подвижных объектов по заданному алгоритму в автоматическом и ручном режимах. Технический результат заключается в обеспечении движения платформы по заданному алгоритму в ручном и автоматическом режимах, топопривязки и навигации, управления приводами шасси, телекодового обмена видеоинформацией платформы с пунктом дистанционного управления. Технический результат достигается за счет боевой роботизированной платформы, которая содержит управляющую ЭВМ, пункт управления, функциональные подсистемы, аппаратные средства, навигационное оборудование, датчики, устройства связи, систему электропитания, согласующие устройства. Система управления в части информационно-управляющего обеспечения имеет структуру типа «звезда», центральным элементом системы управления является управляющая ЭВМ, обеспечивающая контроль и управление всеми подсистемами платформы и имеющая интерфейс Ethernet. 2 ил.

Изобретение относится к области техники навигации наземных транспортных средств и представляет собой объединение аппаратуры счисления координат (АСК) и спутниковой навигационной аппаратуры (СНА). Технический результат - повышение точности комплексной аппаратуры счисления координат (КАСК) в паузах работы СНА за счет введения периодической калибровки АСК по пути. Это достигается путем автоматического использования во время работы на маршруте двух режимов: режима СНА и режима "Память". В первом режиме выходные координаты СНА являются выходными координатами КАСК. При контакте с малым числом спутников (меньше четырех) КАСК автоматически переходит на работу от аппаратуры счисления координат с начальными координатами, равными последним координатам, полученным СНА, и приращениями координат по откалиброванным в первом режиме путевой и курсовой системам. 2 ил.
Наверх