Способ и система для оценки траектории движущегося тела

Авторы патента:


Способ и система для оценки траектории движущегося тела
Способ и система для оценки траектории движущегося тела
Способ и система для оценки траектории движущегося тела
Способ и система для оценки траектории движущегося тела

 


Владельцы патента RU 2530705:

МБДА ФРАНСЕ (FR)

Изобретение относится к области оценки функциональных возможностей движущегося тела или летательного аппарата. Технический результат заключается в оценке траектории подвижного объекта после регистрации события, или при изменении цели, для которого необходимо осуществление угловых перемещений. Способ по изобретению использует гибридное моделирование с применением модуля моделирования, подающего кинематические команды имитатору перемещений, на котором установлен подвижный объект, и мишени, представляющей собой цель, которую подвижный объект должен достичь, и включает в себя: фазу позиционирования, связанного со второй целью, назначенной для данного подвижного объекта, в случае обнаружения события, соответствующего пропуску или изменению первой цели, назначенной для данного подвижного объекта. 2.н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к области оценки функциональных возможностей движущегося тела или летательного аппарата, например беспилотного летательного аппарата («дрона»), реактивного снаряда и т.п.

Более конкретно, изобретение касается определения траектории подвижного объекта в реальных условиях навигации, в частности после обнаружения пропуска цели или изменения цели такого подвижного объекта. Под целью в данном контексте понимают мишень или точку назначения движения объекта, заданную, например, в виде географических координат.

Уровень техники

В контексте настоящего изобретения пропуск цели подвижным объектом означает, что подвижный объект не достиг данной цели (например, в результате промаха). Аналогичным образом в дальнейшем описании атака цели подвижным объектом означает попытку достижения цели подвижным объектом.

Таким образом, решение по изобретению в предпочтительном, но не исключительном варианте позволяет оценивать возможность повторной атаки подвижным объектом пропущенной им цели и/или возможность изменения цели в ходе выполнения задания.

Известны способы гибридного моделирования, позволяющие оценить траекторию подвижного объекта, такого как воздушное судно или ракета, с высокой точностью и с приемлемыми финансовыми затратами.

Такие способы гибридного моделирования используют:

- с одной стороны, реальные аппаратные комплексы, например, такие как имитатор угловых перемещений, на котором устанавливают подвижный объект или некоторую его часть, содержащую некоторые элементы подвижного объекта, такие как его инерциальную навигационную систему, вычислительное устройство и т.д.;

- с другой стороны, математические модели, замещающие неиспользуемые элементы подвижного объекта и моделирующие условия навигации подвижного объекта, например математические модели тяги, аэродинамических свойств, атмосферы, Земли и т.д.

Такой способ моделирования описан, например, в патентном документе EP 1909067 и в патентном документе FR 0850793, опубликованном под номером 2927418. Его применяют для проверки работы инерциальной навигационной системы, установленной на подвижном объекте, путем сравнения траектории подвижного объекта, определенной способом гибридного моделирования, с эталонной траекторией.

Тем не менее, в настоящее время не известны ни способы, ни системы гибридного моделирования, которые позволяли бы оценивать траекторию подвижного объекта после регистрации события, соответствующего пропуску цели, заданной для данного подвижного объекта, или при изменении цели, для которого необходимо осуществление угловых перемещений, превосходящих возможности средств, используемых в системе гибридного моделирования, в частности, для обеспечения возможности оценки способности подвижного объекта к повторной атаке или его способности к смене цели в ходе выполнения задания.

Раскрытие изобретения

Для решения поставленной задачи в соответствии с изобретением предлагается способ для определения траектории подвижного объекта в реальных условиях навигации, включающий подачу модулем численного моделирования, осуществляющим моделирование подвижного объекта в данных условиях, кинематических команд в имитатор перемещений, на котором установлен подвижный объект, и мишень, представляющую собой цель, которую подвижный объект должен достичь, причем указанный модуль численного моделирования получает команды пилотирования, выдаваемые вычислительным устройством указанного подвижного объекта, и выдает в ответ на такие команды пилотирования точки траектории. В соответствии с изобретением способ дополнительно включает:

- фазу позиционирования, связанную со второй целью, назначенной для данного подвижного объекта, в случае обнаружения события, соответствующего пропуску или изменению первой цели, назначенной для данного подвижного объекта, причем данная фаза включает:

- сравнение положений, занимаемых имитатором перемещений в ответ на первые кинематические команды перехода, с первым заранее определенным заданным положением и активацию первого маркера при обнаружении положения, по существу совпадающего с первым заданным положением;

- сравнение положений, занимаемых мишенью в ответ на вторые кинематические команды перехода, со вторым заранее определенным заданным положением и активацию второго маркера при обнаружении положения, по существу совпадающего со вторым заданным положением;

- в случае активации первого и второго маркера этап определения разности текущей кинематической команды, подаваемой в имитатор перемещений, и текущей кинематической команды, подаваемой в мишень модулем численного моделирования; и

- если такая разность меньше определенного порогового значения, фазу пилотирования, включающую применение поправочных членов к кинематическим командам, подаваемым модулем численного моделирования до их подачи в имитатор перемещений и в мишень, причем указанные поправочные члены связаны с указанными заданными положениями.

В соответствии с изобретением также предлагается система гибридного моделирования, обеспечивающая определение траектории подвижного объекта в реальных условиях навигации, содержащая

- имитатор перемещений, на котором установлен подвижный объект;

- мишень, представляющую собой цель, которую должен достичь подвижный объект; и

- модуль численного моделирования, служащий для моделирования подвижного объекта в реальных условиях навигации и выполненный с возможностью подачи кинематических команд в имитатор перемещений и в мишень, причем указанный модуль численного моделирования получает команды пилотирования, выдаваемые вычислительным устройством подвижного объекта, и выдает в ответ на такие команды пилотирования точки траектории;

причем указанная система дополнительно содержит:

- средства обнаружения события, соответствующего пропуску или изменению первой цели, назначенной для данного подвижного объекта;

- средства, активируемые при обнаружении такого события и в течение фазы позиционирования, связанной со второй целью, назначенной для подвижного объекта, и служащие:

- для сравнения положений, занимаемых имитатором перемещений в ответ на первые кинематические команды перехода, с первым заранее определенным заданным положением и активации первого маркера при обнаружении положения, по существу совпадающего с первым заданным положением; и

- для сравнения положений, занимаемых мишенью в ответ на вторые кинематические команды перехода, со вторым заранее определенным заданным положением и активации второго маркера при обнаружении положения, по существу совпадающего со вторым заданным положением;

- средства обнаружения активации первого и второго маркеров и определения в этом случае разности текущей кинематической команды, подаваемой в имитатор перемещений, и текущей кинематической команды, подаваемой в мишень модулем численного моделирования;

- средства (53) сравнения данной разности с определенным пороговым значением; и

- средства, активируемые, если разность меньше указанного порогового значения, и служащие для применения в ходе фазы пилотирования поправочных членов к кинематическим командам, подаваемым модулем численного моделирования, до их передачи в имитатор перемещений и в мишень, причем указанные поправочные члены связаны с заданными положениями.

Таким образом, в оптимальном варианте изобретение основано на использовании гибридного моделирования в замкнутом контуре. Система содержит, в частности, модуль численного моделирования, а также аппаратные средства, такие как имитатор перемещений, на котором установлен подвижный объект, мишень, представляющая собой цель, которую должен достичь подвижный объект, и вычислительное устройство подвижного объекта, выполненное с возможностью подачи команд пилотирования в модуль численного моделирования, что обеспечивает возможность вычисления точек траектории. Таким образом, траектория подвижного объекта, определенная в соответствии с настоящим изобретением, крайне близка к реальной траектории, по которой бы следовал подвижный объект.

Если вторая цель совпадает с первой целью, такая траектория соответствует поведению подвижного объекта в случае пропуска цели и повторной атаки. Напротив, если первая и вторая цели различны, траектория, определенная в соответствии с изобретением, отражает поведение подвижного объекта в случае смены цели, осуществленной в ходе выполнения задания.

Позиционирование мишени и подвижного объекта относительно заранее определенных заданных положений осуществляют в ходе фазы, называемой фазой позиционирования, при помощи кинематических команд, выдаваемых модулем моделирования и подаваемых в имитатор перемещений и мишень, которые заменяют кинематические команды перехода. Это упрощает позиционирование подвижного объекта и мишени в ходе фазы позиционирования. Фаза позиционирования позволяет обеспечить точное соответствие полученной траектории заранее определенной фазе атаки второй цели.

Такие заданные положения предпочтительно выбираются так, чтобы обеспечить возможность определения траектории подвижного объекта, соответствующей вводу в действие оборудования конечного наведения подвижного объекта (например, его системы (само)наведения), для достижения второй цели. Данная фаза соответствует критической фазе обнаружения и преследования (отслеживания) второй цели. Анализ определяемой траектории подвижного объекта на этой фазе позволяет определить, способен ли подвижный объект достичь второй цели. Таким образом, это позволяет оценить его способность к повторной атаке цели или к изменению целей и их атаке в ходе выполнения задания с учетом целей, назначенных для данного подвижного объекта.

Кроме того, как известно, возможности имеющихся имитаторов угловых перемещений и мишеней ограничены соображениями стоимости и выполнимости, в частности, в том, что касается угловых отклонений; так, их диапазон может составлять, например, ±110° для имитатора угловых перемещений и ±40° для подвижной мишени. Данное ограничение еще более усугубляется фактом использования кабелей и стендов для реализации интерфейсов между различными элементами установки гибридного моделирования.

В соответствии с настоящим изобретением предлагается скомпенсировать такие ограничения угловых отклонений при помощи поправочных членов, применяемых в так называемой фазе пилотирования к кинематическим командам, подаваемым модулем моделирования, до их подачи в имитатор перемещений и в мишень. Такие поправочные члены связаны с заданными положениями, предусмотренными для мишени и подвижного объекта. Таким образом, изобретение обеспечивает возможность определения любой траектории подвижного объекта независимо от положения первой и второй целей.

Следует отметить, что в контексте изобретения под применением поправочного члена к кинематической команде понимается применение поправочного члена к одной или более составляющим данной кинематической команды (или ко всем ее составляющим), причем значение поправочного члена может быть разным для разных составляющих.

Таким образом, применение изобретения особенно выгодно в случаях, когда положение второй цели относительно первой цели требует движения подвижного объекта по траектории, не совместимой с возможностями имитатора перемещений и мишени с точки зрения угловых отклонений. Такая ситуация, в частности, возникает, когда вторая цель совпадает с первой целью и для повторного наведения на цель подвижный объект должен совершить практически полный разворот.

В соответствии с одним из вариантов осуществления способа определения по изобретению кинематические команды, подаваемые модулем моделирования в имитатор перемещений, содержат составляющую угла рыскания, а кинематические команды, подаваемые модулем моделирования в мишень, содержат составляющую курсового угла. Под составляющей курсового угла здесь понимают угловую составляющую кинематической команды в горизонтальной плоскости. В данном варианте осуществления изобретения до тех пор, пока не будет обнаружено событие, соответствующее пропуску или изменению первой цели, назначенной для подвижного объекта, к составляющей угла рыскания и к составляющей курсового угла кинематических команд до их подачи соответственно в имитатор перемещений и в мишень применяется компенсирующий угловой член.

Таким образом, в данном варианте осуществления изобретения компенсацию также применяют в ходе атаки подвижным объектом первой цели. Такая компенсация обеспечивает возможность преодоления несовместимости траектории, которой должен следовать подвижный объект для достижения цели, с ограничениями углового диапазона имитатора перемещений и мишени.

Например, если траектория подвижного объекта направлена на юг, а ось угла рыскания имитатора перемещений имеет диапазон относительных угловых отклонений, позволяющий ей занимать положения в пределах ±90° относительно направления на север, можно применить компенсирующий угловой член величиной в 180°, чтобы имитировать траекторию, направленную на юг. Угловые отклонения могут быть применены как к оси рыскания кинематической команды имитатора перемещений, так и к оси курсового угла кинематической команды мишени.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения, если для достижения подвижным объектом второй цели необходимо изменение направления подвижного объекта относительно направления, использованного подвижным объектом для достижения им первой цели, фаза позиционирования дополнительно включает в себя этап определения направления поворота подвижного объекта для такого изменения направления, причем первое и второе заданное положение выбираются в зависимости от такого направления поворота.

Действительно, для перемещения в предполагаемом направлении цели подвижный объект может совершить изменение направления по часовой стрелке или против нее, причем направление такого изменения может не быть известно заранее.

Данный вариант осуществления изобретения позволяет адаптировать заданные положения, заданные для мишени и имитатора перемещений, как функцию направления поворота подвижного объекта, что позволяет производить реалистичным образом:

- окончание фазы нацеливания подвижного объекта на вторую цель,

- ввод в действие оборудования, обеспечивающего конечное наведение подвижного объекта, и

- конечное наведение подвижного объекта на вторую назначенную ему цель для достижения этой цели.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения кинематические команды перехода, подаваемые в имитатор перемещений и в мишень, могут представлять собой константы в ходе этапа определения. Такие константные кинематические команды перехода могут содержать, например, положения, занимаемые имитатором перемещений и мишенью на момент обнаружения события.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения пороговое значение, которое необходимо преодолеть для перехода к фазе пилотирования, зависит от положений, занимаемых имитатором перемещений и мишенью при активации соответственно первого и второго маркеров, а также от направления поворота подвижного объекта для изменения его направления.

В соответствии с другим вариантом такое пороговое значение может быть определено заранее и зависеть, в частности, от заданных положений.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения фаза пилотирования дополнительно включает в себя этап вычисления поправочных членов на основе:

- заданных положений, и

- кинематических команд, поданных модулем моделирования в момент регистрации разности, меньшей определенного порогового значения.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения фаза пилотирования дополнительно включает в себя этап вычисления поправочных членов на основе:

- положений, занимаемых имитатором перемещений и мишенью на момент активации соответственно первого и второго маркеров, и

- кинематических команд, поданных модулем моделирования в момент регистрации разности, меньшей определенного порогового значения.

Таким образом, получают более точные значения поправочных членов, применяемых к кинематическим командам перед их подачей в имитатор перемещений и в мишень.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения вычислительное устройство подвижного объекта определяет команды пилотирования на основе:

- измеренных инерциальных данных, подаваемых инерциальной навигационной системой подвижного объекта, установленного на имитаторе перемещений,

- модельных инерциальных данных, соответствующих инерциальным данным, которые должны быть поданы инерциальной навигационной системой в реальных условиях навигации, и

- теоретических инерциальных данных, соответствующих измеренным инерциальным данным, подаваемым инерциальной навигационной системой, причем такие теоретические инерциальные данные определены на основе кинематических команд, выполняемых имитатором перемещений.

Команды пилотирования предпочтительно вычисляются как функция от инерциальных данных I, определяемых выражением I=T2+R-T1, где Т2, R и Т1 означают соответственно модельные инерциальные данные, измеренные инерциальные данные и теоретические инерциальные данные.

Таким образом, фаза позиционирования не оказывает влияния на определение траектории подвижного объекта.

В действительности, как измеренные инерциальные данные, так и теоретические инерциальные данные зависят от кинематических команд (т.е. данных), реально выполняемых имитатором перемещений, и сохраняют взаимное соответствие, даже если имитатор перемещений не обеспечивает правильного выполнения кинематических команд или если такие команды имеют неправильный масштаб.

Вследствие этого, какими бы ни были кинематические команды, подаваемые в имитатор перемещений (и даже в крайнем случае отсутствия подачи переменных кинематических команд в имитатор перемещений), это не оказывает влияния ни на команды пилотирования, ни, следовательно, на определение траектории.

Таким образом, изобретение обеспечивает возможность использования имитатора перемещений, имеющего недостаточно точно определенные характеристики, для траекторий с резкими угловыми перепадами. Это позволяет достичь точного определения траектории подвижного объекта с минимальными затратами.

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения вычислительное устройство подвижного объекта определяет команды пилотирования исключительно на основе инерциальных данных, полученных в результате моделирования.

Краткое описание чертежей

Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания, приведенного со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие один из примеров осуществления изобретения, не накладывающий каких-либо ограничений.

На чертежах:

- фиг.1 иллюстрирует один из вариантов осуществления системы для определения траектории по изобретению,

- на фиг.2 представлены основные этапы одного из вариантов осуществления способа определения траектории по изобретению при помощи системы определения траектории по фиг.1, применяемые в первой части гибридного моделирования, в ходе которой подвижный объект предпринимает попытку достижения первой заданной цели,

- на фиг.3A представлены основные этапы одного из вариантов осуществления способа определения траектории по изобретению при помощи системы определения траектории по фиг.1, применяемые в фазе позиционирования второй части гибридного моделирования, в ходе которой подвижный объект предпринимает попытку достижения второй заданной цели, и

- на фиг.3B представлены основные этапы одного из вариантов осуществления способа определения по изобретению, применяемые в фазе пилотирования второй части гибридного моделирования, следующей за стадией позиционирования по фиг.3A.

Осуществление изобретения

Как было указано выше, задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в предложении способа и системы для определения траектории подвижного объекта, такого как беспилотный летательный аппарат («дрон») или реактивный снаряд, в реальных условиях навигации, например, с целью оценки его способности к повторной атаке цели или его способности к смене цели и атаке новых целей в ходе выполнения задания.

В соответствии с изобретением траекторию подвижного объекта рассчитывают при помощи системы гибридного моделирования, которая использует, с одной стороны, аппаратные средства (например, бортовое вычислительное устройство и инерциальную навигационную систему подвижного объекта, имитатор угловых перемещений, мишень, представляющую собой цель, которую должен достичь подвижный объект), а с другой стороны, численные модели подвижного объекта (например, его тяги, расхода топлива, инерциальной навигационной системы) и условий, в которых он находится (например, атмосферных условий и влияния Земли).

В описываемом варианте осуществления изобретения такая траектория состоит из различных точек, каждая из которых определена тройкой координат (долготой, широтой и высотой), определенных относительно Земли.

Процесс гибридного моделирования, осуществляемого системой определения траектории по изобретению для вычисления такой траектории, состоит из двух частей, причем:

- в ходе первой части подвижный объект производит попытку достижения первой заданной цели,

- в ходе следующей за ней второй части, к которой переходят после обнаружения события, соответствующего пропуску или смене первой цели, подвижный объект производит попытку достижения второй заданной цели.

Следует отметить, что первая цель и вторая цель могут быть разными целями или же, напротив, вторая цель может совпадать с первой целью. В последнем случае на втором этапе подвижный объект производит попытку повторной атаки той же цели. Такая ситуация может возникнуть, в частности, в случае промаха подвижного объекта по первой цели.

Способ определения траектории по изобретению осуществляют в виде набора итераций, выполняемых при помощи вышеупомянутой системы гибридного моделирования в режиме реального времени и в замкнутом цикле. Каждая из таких итераций позволяет получить одну точку расчетной траектории подвижного объекта. На фиг.1 представлена схема системы 1 определения траектории по одному из вариантов осуществления изобретения, осуществляющей такое гибридное моделирование.

Система 1 определения траектории содержит имитатор 2 угловых перемещений, содержащий «трехосный» стол 21, управляемый при помощи модуля 22 численного управления и выполненный с возможностью размещения на нем подвижного объекта 3 (или летательного аппарата). В описываемом примере подвижный объект 3 представляет собой реактивный снаряд, для которого следует определить возможность повторной атаки пропущенной цели 01 (первой цели в контексте изобретения). Таким образом, вторая цель в контексте изобретения в данном случае соответствует той же первой цели. Однако, как было указано выше, изобретение также применимо к случаю, в котором первая и вторая цели различны.

Принцип работы «трехосного» стола известен специалистам в данной области и более подробно описан не будет. В других вариантах осуществления изобретения имитатор угловых перемещений может использовать стол другого типа, например «пятиосный» стол.

Имитатор 2 угловых перемещений осуществляет угловые перемещения по осям крена, тангажа и рыскания и, таким образом, обеспечивает угловые перемещения подвижного объекта 3 по данным трех осям. Стол 21 осуществляет такие угловые перемещения в соответствии с численными кинематическими командами, получаемыми от модуля 22. Такие команды содержат, в частности, информацию об угловом положении, выраженную в виде трех составляющих, которые соответствуют трем осям имитатора перемещений. Они также могут содержать значения угловой скорости и углового ускорения.

С целью упрощения нижеследующего описания в нем, как правило, описаны кинематические команды, содержащие только информацию об угловом положении. Разумеется, специалист в данной области может распространить описанный вариант осуществления изобретения на случай, в котором кинематические команды дополнительно содержат значения угловой скорости и/или углового ускорения.

Имитатор 2 перемещений также выполнен с возможностью предоставления кинематических команд С14, реально выполненных в ответ на полученные им кинематические команды. Символ ℓС14 обозначает составляющую рыскания углового положения, реально осуществленного имитатором перемещений.

Подвижный объект 3, установленный на имитаторе перемещений, оборудован модулем 31 конечного наведения и инерциальной навигационной системой 32. Модуль 31 конечного наведения может представлять собой, например, систему самонаведения.

В соответствии с известными решениями модуль 31 конечного наведения задействуется при приближении подвижного объекта к цели. Напротив, при обнаружении пропуска цели или в случае слишком большого удаления подвижного объекта от цели модуль 31 конечного наведения отключают (или, что равнозначно, поступающую от него информацию не учитывают).

Инерциальная навигационная система 32 содержит измерительные средства, например датчики угловой скорости (или гироскопы) и акселерометры (не представлены), которые позволяют ей предоставлять измеренные инерциальные данные R (т.е. данные измерений угловой скорости и ускорения) в ответ на перемещения, произведенные имитатором 2 перемещений.

Система 1 определения траектории по изобретению также содержит мишень 4, соответствующую цели, которую должен достичь подвижный объект (первой или второй цели в зависимости от рассматриваемой части гибридного моделирования).

В рассматриваемом примере такая мишень установлена на подвижной платформе, выполненной с возможностью перемещения по круговому рельсовому участку в горизонтальной плоскости в соответствии с подаваемыми в нее кинематическими командами. Такие кинематические команды содержат, в частности, информацию об угловом положении, одна из составляющих которого (курсовой угол) определена в горизонтальной плоскости относительно направления на географический север. Кроме того, мишень 4 выполнена с возможностью передачи информации о своем текущем положении в ответ на такие команды (т.е. занятое положение в контексте изобретения). Символ ℓС24 обозначает составляющую курсового угла такого текущего положения.

В других вариантах осуществления изобретения могут быть использованы другие мишени, например воздушные мишени (например, при использовании пятиосного стола), мишени, перемещающиеся по прямой линии, неподвижные мишени, снабженные рупорами и т.д. В последнем случае положение мишени в контексте изобретения обозначает положение центра тяжести рупоров.

Следует отметить, что в связи с предположением о перемещении мишени в горизонтальной плоскости в данном случае интерес представляют угол рыскания и курсовой угол подвижного объекта и мишени. Тем не менее, изобретение также применимо в случае перемещения мишени в вертикальной плоскости или в направлении, содержащем составляющую курсового угла и составляющую угла наклона. В таком случае операции, описанные ниже в приложении к составляющим угла рыскания и курсового угла угловых положений кинематических команд, также должны быть применены к составляющей тангажа подвижного объекта и составляющей угла наклона мишени.

Имитатор 2 угловых перемещений и мишень 4 соединены с, по меньшей мере, одним вычислительным устройством или компьютером 5, используемым для применения элементов численного моделирования системы гибридного моделирования, таких как теоретическая модель М1 и модуль М2 моделирования.

Теоретическая модель М1 служит для предоставления теоретического образа Т1 (теоретических инерциальных данных в контексте изобретения) инерциальных данных, измеренных инерциальной навигационной системой 32, установленной на имитаторе 2 перемещений (т.е. в точке с фиксированными координатами в лабораторной системе отсчета, в которой расположен имитатор 2 перемещений). Другими словами, теоретические инерциальные данные, предоставленные математической моделью М1, соответствуют инерциальным данным, которые получала бы в результате измерений в точке с фиксированными координатами инерциальная навигационная система 32, если бы система была идеальной.

Для обеспечения возможности вычисления теоретического образа Т1 теоретическая модель М1 учитывает математические модели физических явлений, воздействующих на подвижный объект 3 и, в частности, на инерциальную навигационную систему 32 (теоретические выражения, модулирующие влияние Земли, например вращения Земли или локальные значения силы тяжести), а также эффекты, связанные с угловыми перемещениями, производимыми имитатором 2 перемещений. В частности, она использует кинематические команды, соответствующие значениям положений, скоростей и ускорений, реально приложенным к подвижному объекту 3 имитатором 2 перемещений.

Модуль М2 моделирования моделирует подвижный объект 3 в реальных условиях навигации, т.е. в условиях навигации на Земле, учитывая местное воздействие Земли на подвижный объект 3 (например, локальные значения силы тяжести, скорость вращения Земли) и цели, назначенные подвижному объекту. В соответствии с известными решениями такой модуль моделирования использует математические модели составных элементов подвижного объекта (в частности, модель инерциальной навигационной системы, обладающей паспортными характеристиками в соответствии с техническим заданием на инерциальную навигационную систему 32 в пределах допусков), модель механики полета и условий, в которых он проходит, и т.д.

В описываемом примере модуль М2 моделирования вычисляет в процессе гибридного моделирования на основе команд Р пилотирования:

- точку X траектории подвижного объекта в реальных условиях навигации,

- модельные инерциальные данные Т2, соответствующие инерциальным данным, которые должна предоставить инерциальная навигационная система 32 в данных условиях для данной точки траектории, и

- кинематические команды С11 и С21, предназначенные соответственно для имитатора 2 перемещений и для мишени 4, соответствующие перемещениям, которые должны быть применены к подвижному объекту 3 и к мишени 4 для данной точки траектории.

Теоретическая модель М1 и модуль М2 моделирования реализованы в виде программного обеспечения, сохраненного, например, в модуле постоянной или долговременной памяти вычислительного устройства (компьютера) 5 (не представлен).

Подвижный объект 3 дополнительно содержит бортовое вычислительное устройство (компьютер) 33, соединенное с инерциальной навигационной системой 32 и с вычислительным устройством 5. Бортовое вычислительное устройство 33, в частности, осуществляет пилотирование и наведение подвижного объекта 3 на основе инерциальных данных I. Оно снабжено модулем 33b пилотирования, предназначенным для выработки команд отклонения (или команд пилотирования) для органов пилотирования подвижного объекта, соответствующих характеристикам подвижного объекта (например, команд отклонения аэродинамических рулей, команд открытия вентилей регулировки подачи топлива и т.д.). Модуль 33b пилотирования работает в автоматическом режиме, оценивая в режиме реального времени по инерциальным данным I выполнение ранее выданных команд и корректируя по мере необходимости последующие команды в соответствии с заданной траекторией.

В общем случае бортовое вычислительное устройство подвижного объекта вырабатывает команды Р пилотирования, в частности, по инерциальным данным датчиков угловой скорости и ускорения инерциальной навигационной системы подвижного объекта. В системе 1 определения траектории по изобретению инерциальные данные I, используемые бортовым вычислительным устройством 33, зависят от:

- измеренных инерциальных данных R,

- модельных инерциальных данных Т2 и

- теоретических инерциальных данных Т1.

Точнее, в описываемом примере бортовое вычислительное устройство определяет команды Р пилотирования по инерциальным данным I, вычисляя: I=R+T2-T1.

Такие вычисления известны из патентного документа EP 1909067 и патентного документа FR 0850793, опубликованного под номером 2927418, поэтому более подробное их описание не приводится.

Следует отметить, что соединения между компьютером 5, имитатором 2 перемещений, мишенью 4, бортовым вычислительным устройством 33 и инерциальной навигационной системой 32 могут быть осуществлены с использованием электрических или оптических кабелей, радиосвязи или других средств.

Далее следует приведенное со ссылками на фиг.2 описание основных этапов, осуществляемых в каждой итерации первой части способа определения по изобретению системой 1 для определения точки траектории подвижного объекта 3. Следует напомнить, что в рамках данной первой части подвижный объект 3 предпринимает попытку достижения первой цели 01, заданной ему заранее.

Информация о положении такой первой цели может быть, например, сохранена в памяти подвижного объекта 3, или же подвижный объект 3 может получить ее по каналу передачи данных со спутника, самолета, вертолета и т.д. Она соответствует положению, выраженному в земной системе отсчета, или положению, определенному относительно известного элемента подвижного объекта, например его точки пуска.

Как было указано выше, каждую итерацию i процесса определения по изобретению производят в режиме реального времени различные элементы системы 1 определения траектории в ритме, задаваемом синхронизирующим импульсом подвижного объекта. Точнее, в ходе каждой итерации расчеты и обмен данными между бортовым вычислительным устройством 33 подвижного объекта, модулем М2 моделирования, теоретической моделью М1, имитатором 2 угловых перемещений, инерциальной навигационной системой 32 и мишенью 4 происходят в ритме реальной частоты операций подвижного объекта и в оптимальном варианте в пределах промежутка времени, меньшего периода, соответствующего данной частоте.

В нижеследующем описании «текущими» называют в общем случае данные (например, применяемые или исполняемые кинематические команды, вырабатываемые модулем моделирования, инерциальные данные и т.д.) выполняемой в данный момент итерации.

В ходе итерации i после получения команд Р пилотирования, сформированных бортовым вычислительным устройством 33 на основе инерциальных данных I итерации i-1 (этап E10) модуль М2 моделирования генерирует точку X траектории подвижного объекта в реальных условиях навигации (этап Е20).

Для этого модуль М2 использует, в частности, модель механики полета, которая позволяет ему вычислить на основе команд Р пилотирования и реальных условий навигации реальное положение подвижного объекта, т.е. координаты точки его траектории, а именно ее долготу, широту и высоту. Такую точку X траектории добавляют к траектории подвижного объекта, генерируемой способом определения траектории по изобретению (этап E30).

Модуль М20 моделирования также предоставляет в режиме реального времени:

- модельные инерциальные данные Т2, соответствующие инерциальным данным, которые должны быть измерены инерциальной навигационной системой 32 для вновь вычисленной точки X траектории в реальных условиях навигации;

- кинематические команды С11, определяющие перемещения, которые должен выполнить имитатор 2 перемещений в ответ на команды Р пилотирования (т.е. перемещения, которые должны быть выполнены подвижным объектом для достижения новой точки X траектории); символ ℓС11 обозначает составляющую угла рыскания углового положения, содержащегося в С11, определенного относительно географического севера; и

- численные кинематические команды С21, указывающие на требуемое положение на оси «подвижный объект 3-мишень 4». Символ ℓС21 обозначает составляющую курсового угла углового положения, содержащегося в команде С21.

В описываемом примере модуль М2 моделирования также предоставляет оценку расстояния d между подвижным объектом и первой целью. Такая оценка, в частности, позволяет логическому модулю 51 оценить положение подвижного объекта относительно первой цели и включить переходный режим T (Т=1) в случае обнаружения пропуска первой цели подвижным объектом (этап Е40). В противном случае, переходный режим по умолчанию выключен (Т=0). Другими словами, переходный режим T включают в ходе второй части гибридного моделирования и выключают в ходе его первой части.

В описываемом примере вторая часть гибридного моделирования совпадает с назначением второй цели, т.е. конечной цели, которую должен достичь подвижный объект. Тем не менее, между первой целью и данной «конечной» целью, разумеется, могут быть предусмотрены одна или более промежуточных целей, причем в таком случае вторая часть моделирования, а точнее переходный режим T, будет задействована только после назначения конечной цели.

Логический модуль 51 может представлять собой, например, программную функцию или другой элемент программного обеспечения, сохраненный в постоянной памяти вычислительного устройства 5. Его работа будет подробно описана ниже со ссылками на фиг.3A и 3B.

В описываемом варианте осуществления изобретения в ходе первой части моделирования, до передачи кинематических команд С11 и С21 соответственно имитатору 2 перемещений и мишени 4, их передают логическому модулю 52 (этап Е50). Логический модуль 52 может представлять собой, например, программную функцию или другой элемент программного обеспечения, сохраненный в постоянной памяти вычислительного устройства 5. Данный логический модуль 52 обладает возможностью формирования кинематических команд С21 и С22 на основе кинематических команд С11 и С21, поступающих от модуля моделирования.

Для этого он применяет к составляющим ℓС11 и ℓС21 кинематических команд С11 и С21 ненулевой поправочный член D1, если траектория подвижного объекта, необходимая для достижения им первой цели, признана несовместимой с возможными угловыми перемещениями (отклонениями) имитатора 2 перемещений и мишени 4. В противном случае, члену D1 присваивают на данном этапе нулевое значение для упрощения работы системы гибридного моделирования.

Следует отметить, что логический модуль 52 применяет поправочный член D1 только в первой части гибридного моделирования, т.е. в ходе попытки достижения подвижным объектом первой цели (другими словами, при выключенном переходном режиме T, т.е. Т=0).

Для определения несовместимости траектории, необходимой для достижения подвижным объектом первой цели, с возможными угловыми перемещениями имитатора 2 перемещений до осуществления гибридного моделирования с использованием реальных элементов может быть осуществлено численное моделирование, например, при помощи модели М2 (содержащей модель бортового вычислительного устройства), или в соответствии с другим вариантом моделирование без имитатора перемещений с целью предварительного определения траектории подвижного объекта. Если полученная таким образом предварительная траектория несовместима с возможностями имитатора 2 перемещений и мишени 4, применяемый поправочный член D1 вычисляют на основе такой предварительной траектории, возможностей угловых перемещений имитатора 2 перемещений и мишени 4 (предположительно известных изготовителям имитатора перемещений и мишени) и относительного углового позиционирования имитатора перемещений и мишени.

Точнее, поправочный член D1 выбирают так, чтобы обеспечить попадание составляющей курсового угла углового положения мишени в диапазон угловых отклонений, возможных для мишени, а также попадание составляющей угла рыскания углового положения имитатора перемещений в диапазон угловых отклонений, возможных для имитатора перемещений. После обеспечения выполнения этих двух требований может быть произведена дополнительная тонкая корректировка поправочного члена D1 для оптимизации использования углового диапазона, доступного для имитатора перемещений.

Например, если диапазон угловых перемещений имитатора перемещений составляет ±100° относительно географического севера, а диапазон угловых перемещений мишени составляет ±40° относительно географического севера, причем предварительная траектория подвижного объекта соответствует движению на юг, т.е. под углом 180° относительно географического севера, то может быть использован поправочный член D1, значение которого составляет -180°. Таким образом, кинематические команды, полученные после применения поправочного члена D1, будут совместимы с угловыми отклонениями имитатора перемещений и мишени.

Таким образом, логический модуль 52 применяет к составляющим угла ℓС11 рыскания и курсового угла ℓС21 поправочный член D1. Точнее, логический модуль 52 прибавляет поправочный член D1 к составляющим угла ℓС11 рыскания и курсового угла ℓС21 для формирования соответственно составляющих угла ℓС12 рыскания и курсового угла ГС22 (этап Е60):

ℓC12=ℓC11+D1, и ℓC22=ℓC21+D1.

Прочие составляющие остаются неизменными.

Затем логический модуль 52 передает полученные таким образом кинематические команды С12 и С22 в имитатор 2 перемещений и мишень 4 (переходный режим Т=0, представленный на фиг.1).

Кинематические команды С22 применяются к мишени 4, которая передает в ответ свое текущее положение С24 (выполненное или реально выполненное положение в контексте изобретения) (этап Е70).

Аналогичным образом кинематические команды С12 передаются в численный модуль 22 имитатора 2 перемещений, причем трехосный стол 21 применяет их к подвижному объекту 3 (этап Е80).

В ответ на перемещение, примененное имитатором 2 перемещений, инерциальная навигационная система 32 выдает измеренные инерциальные данные R (этап Е82), полученные от датчиков угловой скорости и ускорения инерциальной навигационной системы 32.

Кроме того, одновременно с этим кинематические команды С14, реально примененные имитатором 2 перемещений к подвижному объекту 3, передаются в вычислительное устройство 5 (этап Е84) для их ввода в теоретическую модель М1. Данные кинематические команды С14 получают из измерений, произведенных угловыми датчиками, установленными на имитаторе перемещений.

Теоретическая модель М1 определяет на основе команд С14 теоретические инерциальные данные Т1 (этап Е86).

Как было описано выше, для генерирования теоретических инерциальных данных Т1 теоретическая модель М1 содержит математическую модель физических явлений, которые влияют на идеальную инерциальную навигационную систему, расположенную в точке с фиксированными координатами в лабораторной системе отсчета. Данная модель М1 идентична моделям, описанным в документах EP 1909067 и FR 0850793 (опубликован под номером 2927418).

Следует отметить, что теоретические инерциальные данные Т1 должны представлять инерциальные данные, измеренные инерциальной навигационной системой 32 подвижного объекта 3, установленного на имитаторе 2 перемещений, т.е. инерциальные данные, измеренные в точке с фиксированными координатами в лабораторной системе отсчета. Теоретические инерциальные данные Т1 и измеренные инерциальные данные R, выдаваемые инерциальной навигационной системой 32, таким образом, идентичны с точностью до погрешностей, определяемых характеристиками реальной (т.е. неидеальной) инерциальной навигационной системы.

Измеренные инерциальные данные R (предоставленные инерциальной навигационной системой 32), теоретические инерциальные данные Т1 (выдаваемые теоретической моделью М1) и модельные инерциальные данные Т2 (выдаваемые модулем М2 моделирования), полученные в итерации i, затем используют для определения инерциальных данных I (этап Е90) по формуле:

I=R+T2-T1.

Для этого используют средства 54 и 33а производства арифметических операций, известные специалистам в данной области и расположенные соответственно в вычислительном устройстве 6 и в бортовом вычислительном устройстве 33, как показано на фиг.1. Так, сначала средства 54 производства арифметических операций вычисляют разность Т2-Т1, а затем средства 33а производства арифметических операций прибавляют данную разность к инерциальным данным R.

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения все средства 54 и 33а могут быть предусмотрены в вычислительном устройстве 5, или в бортовом вычислительном устройстве 33, либо в другом модуле (например, в инерциальной навигационной системе или в другом вычислительном устройстве (компьютере)). Кроме того, могут быть предусмотрены другие операции, обеспечивающие вычисление I.

Затем бортовое вычислительное устройство 33 вычисляет команды Р пилотирования как функцию таких инерциальных данных I и в соответствии с заданной траекторией подвижного объекта, как было описано выше (этап Е100).

Затем команды Р пилотирования передают в модуль М2 моделирования в ходе итерации i+1, после чего этапы Е10-Е100 повторяют в каждой итерации первой части так, чтобы обеспечить формирование траектории подвижного объекта.

Далее следует более подробное описание обработки данных логическим модулем 51. Как было указано выше, в ходе каждой итерации данный модуль рассматривает расстояние d между подвижным объектом и первой целью для определения положения подвижного объекта относительно первой цели и активирует переходный режим T (Т=1) в случае пропуска подвижным объектом первой цели.

Более точно, модуль 51 осуществляет следующие операции:

- если d≤dmin:dmin=d, и cpt=0,

иначе cpt=cpt+1; и

- если cpt>S1, то активируется переходный режим T (т.е. Т=1). Символы S1, cpt и dmin обозначают соответственно заранее установленное пороговое значение (выбранное так, чтобы обеспечить однозначное обнаружение пропуска первой цели), счетчик и минимальное расстояние, которое изначально устанавливают равным значению, превосходящему максимальное возможное расстояние между подвижным объектом и первой целью.

Таким образом, активацию переходного режима T производят в случае превышения минимального расстояния dmin в течение нескольких (по меньшей мере, S1) итераций, т.е. при перемещении подвижного объекта за первую цель. Таким образом, активация модулем 51 переходного режима T представляет собой явление, свидетельствующее о пропуске первой цели подвижным объектом в контексте изобретения.

Разумеется, при необходимости определения траектории подвижного объекта в случае смены цели в ходе выполнения задания логический модуль 51 может быть выполнен с возможностью активации переходного режима Т при обнаружении назначения новой цели (независимо от того, произведено ли такое изменение цели до или после пропуска первой цели).

Активация логическим модулем 51 переходного режима T соответствует началу второй части гибридного моделирования. Далее следует приведенное со ссылками на фиг.3A и 3B описание основных этапов, осуществляемых в рамках такой второй части, т.е. в процессе попытки достижения подвижным объектом второй цели или, как в описываемом случае, повторной атаки цели O1.

Итерации второй части происходят, по существу, аналогично итерациям первой части (этапы Е10-Е40 и Е82-Е100).

Однако кинематические команды С11 и С21, поступающие из модуля М2 модулирования, в этом случае сначала обрабатывает логический модуль 53 (при активированном переходном режиме Т=1, как показано на фиг.1), после чего они поступают соответственно в имитатор 2 перемещений (для их применения к подвижному объекту 3) и в мишень 4. Символы С13 и С23 обозначают соответственно кинематические команды (в данном случае угловые положения), подаваемые логическим модулем 53 в имитатор 2 движений и в мишень 4, а символы ℓС13 и ℓС23 - составляющие угла рыскания и курсового угла, содержащиеся в командах С13 и С23.

В соответствии с изобретением после активации переходного режима T логическим модулем 51 система 1 определения траектории по изобретению осуществляет две фазы процесса:

- первую фазу φ1, называемую фазой позиционирования (представлена на фиг.3A), в ходе которой указанные так называемые кинематические команды перехода поступают в имитатор 2 перемещений и в мишень 4, заменяя кинематические команды С11 и С21 с целью позиционирования подвижного объекта 3 в направлении, близком к направлению на мишень 4 для повторной атаки цели, и

- вторую фазу φ2, называемую фазой пилотирования (представлена на фиг.3B), в ходе которой логический модуль 53 применяет поправочные члены к кинематическим командам С11 и С21, переданным модулем моделирования в имитатор 2 перемещений и в мишень 4, с целью определения траектории подвижного объекта 3 в ходе повторной атаки цели.

Таким образом, активация переходного режима Т логическим модулем 51 (этап F10) запускает фазу q>1 позиционирования подвижного объекта 3 и мишени 4. Следует отметить, что в дальнейшем описании символ i0 обозначает итерацию, в которой произведена активация переходного режима T.

Текущие значения кинематических команд С11 и С21, а также выполняемых команд С14 и С24 на момент активации переходного режима Т сохраняются логическим модулем 53 (этап F20). Данные команды обозначены соответственно символами C11(i0), C21(i0), C14(i0) и C24(i0), а составляющие угла рыскания и курсового угла угловых положений, соответствующих данным командам, - символами ℓС11(i0), ℓС21(i0), ℓC14(i0) и ℓC24(i0).

Как было указано выше, цель фазы φ1 позиционирования состоит в установке подвижного объекта 3 и мишени 4 в заранее заданные положения Р1 и Р2 для обеспечения финальной фазы атаки цели O1 подвижным объектом, в частности при включении в работу модуля 31 конечного наведения. Заданные положения Р1 и Р2 в данном случае выбраны так, чтобы в результате позиционирования угол между направлением подвижного объекта 3 и направлением мишени 4 был мал, например менее 30°. Однако данный пример приведен исключительно в качестве иллюстрации; в предпочтительном варианте заданные положения Р1 и Р2 выбираются так, чтобы обеспечить задержку между моментом достижения заданных положений и запуском в работу датчиков подвижного объекта и, в частности, его модуля конечного наведения.

Кроме того, исходя из соображений практического осуществления заданные положения Р1 и Р2 зависят в данном случае от положения подвижного объекта 3 относительно цели O1, а точнее, от возможного управляемого изменения направления подвижного объекта 3, необходимого для его позиционирования в направлении мишени 4.

В описываемом примере вторая цель совпадает с первой целью. После пропуска первой цели подвижным объектом необходимо осуществить изменение его направления, чтобы произвести повторную атаку цели. Таким образом, логический модуль 53 сначала определяет направление поворота подвижного объекта, необходимого для его ориентации в направлении цели O1 (этап F30).

Для этого данный модуль сравнивает абсолютное значение разности текущей составляющей угла ℓС11 рыскания текущей итерации и составляющей угла ℓС11(i0) рыскания (обозначаемое |ℓС11-ℓС11(i0)|) с заранее установленным пороговым значением S2, при необходимости - в течение нескольких итераций. Данную проверку производят до тех пор, пока такое абсолютное значение не превосходит пороговое значение S2:

- Если |ℓС11-ℓС11(i0)| больше S2 и значение (ℓС11-ℓС11(i0)) положительно, то логический модуль 53 определяет, что подвижный объект 3 должен изменить направление по часовой стрелке.

- Если |ℓС11-ℓС11 (i0)| больше S2 и значение (ℓС11-ℓС11(i0)) отрицательно, то логический модуль 53 определяет, что подвижный объект 3 должен изменить направление против часовой стрелки.

Пороговое значение S2 выбирают так, чтобы обеспечить возможность однозначного определения направления поворота подвижного объекта (с чувствительностью порядка нескольких градусов).

На данном этапе определения направления поворота подвижного объекта логический модуль 53 передает в имитатор перемещений и в мишень константные кинематические команды С13 и С23 перехода, принятые здесь равными соответственно командам C14(i0) и C24(i0). Другими словами, на данном этапе определения логический модуль 53 фиксирует, в частности, составляющие угла рыскания имитатора перемещений и курсового угла мишени с момента перехода от Т=0 к Т=1 до тех пор, пока не будет определено направление поворота подвижного объекта. Следует отметить, что в связи со способом вычислений, используемым для определения инерциальных данных I, фиксация значений не влияет ни на действие команд пилотирования, ни на траекторию. Действительно, измеренные инерциальные данные R и теоретические инерциальные данные Т1 зависят от кинематических команд, реально выполняемых имитатором перемещений, и фиксация оси рыскания имитатора перемещений оказывает одинаковое влияние на значения R и Т1, в результате чего она компенсируется при вычислении инерциальных данных I.

Кроме того, в рассматриваемом примере все составляющие кинематических команд зафиксированы и приняты равными составляющим, которые соответствуют C14(i0) и C24(i0). В другом варианте осуществления изобретения могут быть зафиксированы только составляющие угла рыскания и курсового угла, а остальные составляющие приняты равными составляющим текущих команд С11 и С21 или произвольным значениям.

В случае когда кинематические команды также содержат составляющие угловой скорости и углового ускорения, фиксация угловых положений равными константам, очевидно, приводит к обнулению составляющих угловой скорости и углового ускорения.

После определения направления поворота подвижного объекта 3 логический модуль 53 устанавливает имитатор перемещений и мишень в заранее заданные положения Р1 и Р2, выбранные в зависимости от направления поворота подвижного объекта, при помощи команд С13 и С23 перехода.

Так, если поворот происходит по часовой стрелке, ось рыскания имитатора 2 перемещений будет установлена в левое заданное положение Р1 (выбранное отрицательным), а ось курсового угла мишени 4 - в правое заданное положение Р2 (выбранное положительным), так, чтобы окончание реального перемещения подвижного объекта могло быть осуществлено комплексом, состоящим из трехосного стола и мишени.

Напротив, если поворот происходит против часовой стрелки, ось рыскания имитатора 2 перемещений будет установлена в правое заданное положение Р1 (выбранное положительным), а ось курсового угла мишени 4 - в левое заданное положение Р2 (выбранное отрицательным).

В приведенных примерах Р1 и Р2 выбраны с разными знаками, чтобы обеспечить заранее определенное угловое расхождение, для оптимальной регулировки угловых отклонений мишени и имитатора перемещений. Однако в общем случае знаки Р1 и Р2 могут быть любыми.

Также следует отметить, что «нулевые» положения мишени и имитатора перемещений могут не совпадать. Однако учет углового расхождения между «нулевыми» положениями мишени и имитатора перемещений легко может быть осуществлен специалистом в данной области путем адаптации представленных расчетов и операций.

Установку подвижного объекта и мишени в заданные положения производят в итерационном процессе следующим образом:

- Для подвижного объекта, если символ ℓС14 обозначает в течение фазы позиционирования положение, реально занимаемое подвижным объектом в ответ на текущие кинематические команды перехода для данной итерации:

если ℓС14-Р1>0 (этап F40): ось рыскания стола в каждой итерации перемещают против часовой стрелки (этап F42), т.е. составляющую угла рыскания кинематической команды С13 перехода, подаваемой логическим модулем 53 в имитатор перемещений, принимают равной:

ℓC13=ℓС14-ε1,

где ε1 - малая целая положительная величина;

- если ℓС14-Р1<0 (этап F40): ось рыскания стола в каждой итерации перемещают по часовой стрелке (этап F44), т.е. составляющую угла рыскания кинематической команды С13 перехода, подаваемой логическим модулем 53 на имитатор перемещений, принимают равной:

ℓС13=ℓC14+ε1.

Остальные составляющие угловых положений кинематической команды С13 перехода здесь принимают равными составляющим, соответствующим текущей кинематической команде С11, выдаваемой модулем моделирования.

Позиционирование считают завершенным, когда определено, что ℓС14 совпадает с заданным положением Р1 с точностью до порогового значения S3, которое предпочтительно принимают близким к нулю (этап F46). Таким образом, как только обнаруживают, что положение, занимаемое подвижным объектом, по существу, равно заданному положению Р1 (т.е. равно Р1 с точностью до S3), активируют маркер f1 (устанавливают f1=1), он же первый маркер в контексте изобретения (этап F48). Символ i1 обозначает итерацию, в которой достигнуто положение Р1 и активирован маркер f1. В таком случае значения ℓC13(Н) и ℓС14(i1) сохраняются в памяти.

- Для мишени, если символ ℓС24 обозначает в течение фазы позиционирования положение, принимаемое мишенью в ответ на текущие кинематические команды перехода для данной итерации:

- если ℓС24-Р2>0 (этап F50): ось курсового угла мишени в каждой итерации перемещают против часовой стрелки (этап F52), т.е. составляющую курсового угла кинематической команды С23 перехода, подаваемой логическим модулем 53 в мишень, принимают равной:

ℓС23=ℓС24-ε2,

где ε2 - малая вещественная положительная величина;

- если ℓС24-Р2<0 (этап F50): ось курсового угла мишени в каждой итерации перемещают по часовой стрелке (этап F54), т.е. составляющую курсового угла кинематической команды С13 перехода, подаваемой логическим модулем 53 в мишень, принимают равной:

ℓС23=ℓС24+ε2.

Остальные составляющие угловых положений кинематической команды С23 перехода здесь принимают равными составляющим, соответствующим текущей кинематической команде С21, выдаваемой модулем моделирования.

Позиционирование считают завершенным, когда определено, что ℓС24 совпадает с заданным положением Р2 с точностью до порогового значения S4, которое предпочтительно принимают близким к нулю (этап F56). Таким образом, как только обнаруживают, что положение, занимаемое мишенью, по существу, равно заданному положению Р2 (т.е. равно Р2 с точностью до S4), активируют маркер f2 (устанавливают f2=1), он же второй маркер в контексте изобретения (этап F58). Символ i2 обозначает итерацию, в которой достигнуто положение Р2 и активирован маркер f2. В таком случае значения ℓC23(i2) и ℓC24(i2) сохраняют в памяти.

Следует отметить, что маркеры f1 и f2 не обязательно активируются в одной и той же итерации (т.е. итерации i1 и i2 могут быть разными). Кроме того, позиционирование подвижного объекта и позиционирование мишени могут быть осуществлены одновременно или последовательно.

Когда логический модуль 53 обнаруживает, что оба маркера f1 и f2 активированы, определяют абсолютное значение разности текущей составляющей угла ℓС11 рыскания и текущей составляющей курсового угла ℓС21 и сравнивают его с пороговым значением, определенным по абсолютному значению разности положений ℓC14(i1) и ℓC24(i2) (этап F60). Такое абсолютное значение разности текущей составляющей угла ℓС11 рыскания и текущей составляющей путевого угла ℓC21 соответствует разности текущей кинематической команды, поданной в имитатор перемещений, и текущей кинематической команды, поданной в мишень модулем моделирования в контексте изобретения.

Такое сравнение позволяет подтвердить, что расхождение между текущими угловыми положениями имитатора перемещений и мишени в горизонтальной плоскости, определенное в данном случае абсолютным значением разности текущей составляющей угла ℓС11 рыскания и текущей составляющей путевого угла ℓС12, меньше заранее определенного порогового значения. Если это так, то переходят к описанной ниже фазе, называемой фазой пилотирования.

Точнее, в соответствии с вышеописанными гипотезами для Р1 и Р2:

- Если на этапе F30 установлен поворот подвижного объекта по часовой стрелке: в случае подтверждения выполнения условия (1), заданного формулой (ℓС21-ℓС11)>(ℓС24(i2)-ℓС14(i1) (этап F60), логический модуль 53 передает в имитатор перемещений и в мишень константные команды ℓC13 и ℓС23, равные последним значениям, переданным соответственно в имитатор перемещений и в мишень и обеспечившим достижение заданных положений Р1 и Р2 (этап F70). Другими словами, логический модуль 53 передает в имитатор перемещений и в мишень фиксированные команды, равные соответственно значениям ℓC13(i1) и ℓC23(i2).

- Если на этапе F30 установлен поворот подвижного объекта против часовой стрелки: в случае подтверждения выполнения условия (2), заданного формулой (ℓC11-ℓC21)>(ℓC14(i1)-ℓC24(i2)) (этап F60), логический модуль 53 передает в имитатор перемещений и в мишень константные команды ℓC13 и ℓС23, равные последним значениям, переданным соответственно в имитатор перемещений и в мишень и обеспечившим достижение заданных положений Р1 и Р2 (этап F70). Другими словами, логический модуль 53 передает в имитатор перемещений и в мишень фиксированные команды, равные соответственно значениям ℓС13(i1) и ℓC23(i2).

В другом варианте осуществления изобретения абсолютное значение разности текущих составляющих угла рыскания (ℓС11) и курсового угла (ℓС21) сравнивают с абсолютным значением разности положений Р1 и Р2 (с точностью до определенного порогового значения в контексте изобретения), используя способ, сходный с описанным выше для положений ℓC14(i1) и ℓC24(i2).

Когда логический модуль 53 обнаруживает, что условие (1) или условие (2) в зависимости от направления поворота подвижного объекта более не выполнено, активируют маркер f3 и переходят к фазе φ2, называемой фазой пилотирования (этап F80). Символ i3 обозначает итерацию, в которой произошел переход к фазе пилотирования.

Следует отметить, что маркеры f1 и f2 предпочтительно должны быть активированы до того, как условие (1) или (2) в зависимости от направления поворота подвижного объекта перестанет быть выполнено. Другими словами, между моментом активации маркеров f1 и f2 и моментом активации маркера f3 предпочтительно должен быть достаточный промежуток времени (даже если длительность достаточного промежутка близка к нулю). Для этого могут быть выбраны такие заданные положения Р1 и Р2, которые позволяют выполнить данное условие, или, в другом варианте осуществления, соответствующие значения ε1 и/или ε2 (следует отметить, что чем больше данные значения, тем выше скорость сближения заданных положений Р1 и Р2).

В ходе фазы φ2 пилотирования логический модуль 53 применяет к кинематическим командам С11 и С21, подаваемым в подвижный объект и в мишень, поправочные члены D2 и D3, связанные с заданными положениями Р1 и Р2. Это позволяет моделировать при помощи системы 1 определения траектории любые перемещения подвижного объекта и мишени, поскольку члены D2 и D3 обеспечивают совместимость таких перемещений с угловыми отклонениями имитатора перемещений и мишени.

Для вычисления таких поправочных членов логический модуль 53 сохраняет в памяти текущие для итерации i3 составляющие угла рыскания (ℓС11 (i3)) и курсового угла (ℓC21(i3)) (этап F90).

Затем корректирующие члены D2 и D3 вычисляются по следующим формулам:

D2=ℓC14(i1)- ℓC11(i3), D3=ℓC24(i2)- ℓC21(i3).

В другом варианте осуществления изобретения корректирующие члены D2 и D3 могут быть вычислены по следующим формулам:

D2=P1-ℓC11(i3), D3=P2-ℓC21(i3).

Таким образом, в каждой итерации фазы пилотирования вплоть до конца второй части логический модуль 53 применяет к составляющим угла рыскания (ℓC11) и путевого угла (ℓС21) угловые отклонения соответственно D2 и D3 в соответствии со следующими формулами (этап F100):

ℓC13=ℓC11+D2,

ℓC23=ℓC21+D3.

Другие составляющие кинематической команды С13 или соответственно кинематической команды С23 принимают равными соответствующим составляющим текущей кинематической команды С11 или соответственно кинематической команды С21, поступающей от модуля моделирования.

Кинематические команды С13 и С23, преобразованные таким образом логическим модулем 53, затем поступают непосредственно в имитатор перемещений и в мишень для исполнения. В ответ на данные кинематические команды мишень выдает информацию о своем текущем положении.

В конце второй части гибридного моделирования, определяемом по обнаружению события конца моделирования (этап F110), например, такого как достижение или пропуск второй цели, анализируют траекторию подвижного объекта, полученную системой 1 определения траектории.

В частности, определяют, была ли достигнута вторая цель, например, при помощи логического модуля 51 и по значению расстояния d (этап F120).

Если это так, определяют, может ли подвижный объект 3 совершить повторную атаку пропущенной цели (этап F130). В противном случае подвижный объект признают негодным, так как он не способен совершить повторную атаку цели после ее пропуска (этап F140).

1. Способ для определения траектории подвижного объекта (3) в реальных условиях навигации, включающий подачу (Е20) модулем (М2) численного моделирования, осуществляющим моделирование подвижного объекта в данных условиях, кинематических команд (С11, С12) в имитатор (2) перемещений, на котором установлен подвижный объект, и мишень (4), представляющую собой цель, которую подвижный объект должен достичь, причем указанный модуль численного моделирования получает (E10) команды (Р) пилотирования, выдаваемые вычислительным устройством (33) указанного подвижного объекта, и выдает в ответ на такие команды пилотирования точки (X) траектории, причем данный способ дополнительно включает:
- фазу (φ1) позиционирования, связанную со второй целью, назначенной для данного подвижного объекта, в случае обнаружения (F10) события, соответствующего пропуску или изменению первой цели, назначенной для данного подвижного объекта, причем данная фаза включает в себя этапы, на которых:
- сравнивают (F46) положения, занимаемые имитатором перемещений в ответ на первые кинематические команды перехода, с первым заранее определенным заданным положением и активируют первый маркер (f1) при обнаружении положения, по существу совпадающего с первым заданным положением;
- сравнивают (F56) положения, занимаемые мишенью в ответ на вторые кинематические команды перехода, со вторым заранее определенным заданным положением и активируют второй маркер (f2) при обнаружении положения, по существу совпадающего со вторым заданным положением;
- в случае активации первого и второго маркера этап определения разности текущей кинематической команды, подаваемой в имитатор перемещений, и текущей кинематической команды, подаваемой в мишень модулем численного моделирования; и
- если такая разность меньше определенного порогового значения (F60), фазу (φ2) пилотирования, включающую применение (F100) поправочных членов к кинематическим командам, подаваемым модулем численного моделирования, до их подачи в имитатор перемещений и в мишень, причем указанные поправочные члены связаны с указанными заданными положениями.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что
указанные кинематические команды, подаваемые модулем численного моделирования в имитатор перемещений, содержат составляющую угла рыскания, а указанные кинематические команды, подаваемые модулем численного моделирования в мишень, содержат составляющую курсового угла; при этом
вплоть до обнаружения (F10) события, соответствующего пропуску или изменению первой цели, назначенной для данного подвижного объекта, к составляющей угла рыскания и составляющей курсового угла кинематических команд применяют (Е60) компенсирующий угловой член перед их подачей соответственно в имитатор перемещений и в мишень.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что, если для достижения подвижным объектом второй цели необходимо изменение направления подвижного объекта относительно направления, используемого подвижным объектом для достижения им первой цели, фаза позиционирования дополнительно включает этап (F30) определения направления поворота подвижного объекта для такого изменения направления, причем первое и второе заданное положение выбирают как функцию от такого направления поворота.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что на этапе определения кинематические команды перехода, подаваемые в имитатор перемещений и в мишень, представляют собой константы.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что константные кинематические команды перехода содержат положения, занимаемые имитатором перемещений и мишенью на момент обнаружения события.

6. Способ по п.3, отличающийся тем, что пороговое значение зависит от положений, занимаемых имитатором перемещений и мишенью при активации соответственно первого и второго маркеров, а также от направления поворота подвижного объекта для изменения направления.

7. Способ по п.1, отличающийся тем, что фаза пилотирования дополнительно включает этап (F90) определения поправочных членов на основе:
- положений, занимаемых имитатором перемещений и мишенью на момент активации соответственно первого и второго маркеров; и
- кинематических команд, поданных модулем численного моделирования в момент обнаружения того, что разность меньше определенного порогового значения.

8. Способ по п.1, отличающийся тем, что вычислительное устройство подвижного объекта определяет (Е100) команды пилотирования на основе:
- измеренных инерциальных данных (R), подаваемых инерциальной навигационной системой (31) подвижного объекта, установленного на имитаторе перемещений;
- модельных инерциальных данных (Т2), соответствующих инерциальным данным, которые должны быть поданы инерциальной навигационной системой в реальных условиях навигации; и
- теоретических инерциальных данных (Т1), соответствующих измеренным инерциальным данным, подаваемым инерциальной навигационной системой, причем такие теоретические инерциальные данные определены на основе кинематических команд, выполняемых имитатором перемещений.

9. Способ по п.8, отличающийся тем, что команды пилотирования вычисляют как функцию от инерциальных данных I, определяемых выражением I=T2+R-T1, где Т2, R и Т1 означают соответственно модельные инерциальные данные, измеренные инерциальные данные и теоретические инерциальные данные.

10. Способ по п.1, отличающийся тем, что вторая цель совпадает с первой целью.

11. Способ по п.1, отличающийся тем, что дополнительно включает этап (F120) проверки достижения подвижным объектом второй цели.

12. Система (1) гибридного моделирования, обеспечивающая определение траектории подвижного объекта (3) в реальных условиях навигации, содержащая
- имитатор (2) перемещений, на котором установлен подвижный объект;
- мишень (4), представляющую собой цель, которую подвижный объект должен достичь; и
- модуль (М2) численного моделирования, служащий для моделирования подвижного объекта в реальных условиях навигации и выполненный с возможностью подачи кинематических команд в имитатор перемещений и в мишень, причем указанный модуль численного моделирования получает команды (Р) пилотирования, выдаваемые вычислительным устройством (33) подвижного объекта, и выдает в ответ на такие команды пилотирования точки (X) траектории;
причем указанная система дополнительно содержит
- средства (51) обнаружения события, соответствующего пропуску или изменению первой цели, назначенной для данного подвижного объекта;
- средства (53), активируемые при обнаружении такого события и в течение фазы позиционирования, связанной со второй целью, назначенной для подвижного объекта, и служащие:
- для сравнения положений, занимаемых имитатором перемещений в ответ на первые кинематические команды перехода, с первым заранее определенным заданным положением и активации первого маркера при обнаружении положения, по существу совпадающего с первым заданным положением; и
- для сравнения положений, занимаемых мишенью в ответ на вторые кинематические команды перехода, со вторым заранее определенным заданным положением и активации второго маркера при обнаружении положения, по существу совпадающего со вторым заданным положением;
- средства (53) обнаружения активации первого и второго маркеров и определения в этом случае разности текущей кинематической команды, подаваемой в имитатор перемещений, и текущей кинематической команды, подаваемой в мишень модулем численного моделирования;
- средства (53) сравнения данной разности с определенным пороговым значением; и
- средства (53), активируемые, если разность меньше указанного порогового значения, и служащие для применения в ходе фазы пилотирования поправочных членов к кинематическим командам, подаваемым модулем численного моделирования, до их передачи в имитатор перемещений и в мишень, причем указанные поправочные члены связаны с заданными положениями.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к автоматическому управлению движением транспортных средств вдоль заданного токонесущим проводом направления. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей за счет обеспечения возможности использования транспортного средства с адресацией мест его остановки.

Изобретение относится к авионике - к приборам сигнализации об опасности сближения с землёй или с высоким препятствием. Технический результат заключается в уменьшении размеров антенны за счет выбора большой рабочей частоты и уменьшении мощности передатчика и чувствительности приёмника.

Изобретение относится к области судовождения. Система содержит приемник (1) спутниковой навигационной системы, задатчик (2) маршрута с выходами заданного сигнала путевого угла (ПУ) и заданного угла φзд угла курса, регулятор (3) угла δзд перекладки руля, рулевой привод (4), регулятор (5) оборотов nзд гребного вала, привод (6) гребного вала, регулятор (7) оборотов nподр, подруливающего устройства, подруливающее устройство (8), блок (9) сравнения, блок (10) разностей, блок (11) коррекции законов управления угла δ перекладки руля, оборотов nзд гребного вала, оборотов nподр подруливающего устройства, блок (12) четырех секторов граничных значений углов положения вектора путевого угла (ПУ), формирователь (13) коэффициентов управления и судно (14), соединенные между собой.

Изобретение относится к области авиации, в частности к области способов помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата. Технический результат - ограничение использования процедур увода при потере спутниковой навигационной информации, что позволяет уменьшить насыщенность воздушного пространства и ограничить затраты и продолжительность полетов.

Изобретение относится к электронной технике и автоматике и может использоваться в цифровых и аналоговых автоматических системах управления, регулирования и стабилизации различных физических величин.

Изобретение относится к управлению самолетами при выполнении боевых задач. Способ маневра боевого самолета включает взлет и полет основного боевого самолета и взлет и полет самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением со своим боевым комплектом, которые позиционно располагают по окружности на определенном расстоянии от направления полета основного самолета с возможностью перемещения их по этой окружности и с возможностью увеличения диаметра полетной окружности.

Изобретение относится к комплексной системе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку. Система включает инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, индикатор посадочных сигналов (ИПС), блок комплексной обработки информации (КОИ), спутниковую навигационную систему, блок памяти, блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП), блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ, первый и второй сумматоры, блок определения угла места ВКГРМ.

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.

Изобретение относится к оборудованию для управления полетом воздушных судов. Предлагаемая система состоит из наземного (аэродромного) и самолетного (бортового) сегментов.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит систему управления общесамолетным оборудованием, включающую автоматический и ручной контуры управления.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано при разработке систем управления подвижными объектами, обеспечивающих их перемещение по заданной траектории с заданной скоростью в неопределенных средах. Технический результат - уменьшение отклонения фактической траектории объекта управления от заданной, а значит, и сокращение затрат времени на реализацию заданной траектории. Устройство управления подвижным объектом содержит планировщик траектории, три вычислителя матричных коэффициентов, вычислитель сигнала управления, два блока транспонирования матриц, блок датчиков информации, блок сенсорного обеспечения, блок формирования вектора нелинейных элементов, блок формирования матрицы коэффициентов управления, блок формирования матрицы - производной вектор-столбца внешних скоростей по вектор-строке внутренних координат, блок формирования матрицы - производной вектор-столбца внешних скоростей по вектор-строке внешних координат, блок формирования вектора внешних скоростей, пороговое устройство, измеритель диапазона изменения угла визирования препятствия и расстояния до него, блок расчета поправки сигнала управления, сумматор, исполнительное устройство и механическую систему. 5 ил.

Изобретение относится к бортовым устройствам для систем автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА). Техническим результатом является повышение устойчивости процессов управления. Устройство управления содержит задатчик сигнала управления, три блока вычитания и три усилителя, сумматор, противоизгибный фильтр, измеритель угла, измеритель угловой скорости, два формирователя модульной функции, блок выделения сигнала положительной полярности, масштабный усилитель с зоной нечувствительности и управляемый ключ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами с реализацией режимов координированных разворотов. Технический результат - повышение статической и динамической точности управления. Предложенным построением устройства управления достигается функциональная возможность варьирования интенсивностью управления при изменении задающих воздействий в широких пределах. Устройство управления содержит датчик угла крена, датчик угловой скорости по крену, датчик угла курса, датчика угловой скорости по курсу, первый и второй суммирующие усилители, задатчик сигнала управления по курсу, первый и второй блоки вычитания, инвертирующий усилитель, первый и второй нелинейные элементы с ограничением, нелинейный элемент с зоной нечувствительности, усилитель и ограничитель сигнала. 1 ил.

Настоящее изобретение относится в целом к погрузочно-разгрузочным устройствам и в частности к системам и способам, объединяющим данные по зонам обнаружения в дополнительные беспроводные средства дистанционного управления погрузочно-разгрузочными устройствами. Технический результат - улучшение характеристик эксплуатации погрузочно-разгрузочного устройства. Способ эксплуатации погрузочно-разгрузочного устройства использует множественные зоны обнаружения, заключающийся в: - определении первой зоны обнаружения, покрывающей область, как минимум частично расположенную спереди от движущегося вперед устройства; - определении второй зоны обнаружения, покрывающей область, как минимум частично расположенную спереди от движущегося вперед устройства; - выполнении первого действия, если в первой зоне обнаружения было определено недопустимое препятствие; и выполнении второго действия, отличного от первого, если во второй зоне обнаружения было определено недопустимое препятствие. Способ предусматривает, что первая и вторая зоны обнаружения определяются при помощи как минимум одного бесконтактного датчика препятствий, передающего информацию на контроллер, настроенный на управление как минимум одним параметром погрузочно-разгрузочного устройства. 5 н. и 33 з.п. ф-лы, 12 ил.

Группа изобретений относится к информационным спутниковым системам (ИСС) различного назначения, задачи которых в общем аспекте сводятся к обеспечению обзора (непрерывного или периодического) планеты, в частности Земли. В предлагаемой ИСС спутники для обзора области заданного широтного пояса с более низкими широтами выводят на орбиты с наклонением меньшим, чем наклонение орбит, на которые выводят спутники для обзора области с более высокими широтами. Высокоширотными спутниками осуществляют также обзор областей с указанными более низкими широтами. Целесообразность такого построения ИСС обусловлена тем фактом, что полосы обзора вдоль соседних трасс спутников сближаются и перекрываются с ростом широты. Орбиты спутников могут быть выбраны близкими к круговым со средней высотой, различной для высокоширотных и низкоширотных спутников. Существенным условием построения ИСС является равенство скоростей регрессии линии узлов орбит всех спутников. Это условие обеспечивает сохранение структуры ИСС (заданного разнесения плоскостей орбит по долготе восходящего узла). Тем самым достигается уменьшение потребного числа спутников в ИСС и/или потребной ширины полосы обзора. При заданном числе спутников в ИСС и фиксированной ширине полос обзора повышаются характеристики наблюдения (снижение периодичности обзора, повышение точности навигационного поля и др.). Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности ИСС путем уменьшения неоднородности по широте условий наблюдения спутниками поверхности планеты. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к космическим системам (КС) обслуживания спутниковых систем (СС) различного назначения (мониторинга, навигации, связи и др.). Предлагаемая КС содержит средства обслуживания на орбитах базирования, каждой из которых поставлена в соответствие своя область обслуживания. Эта область является подмножеством всего множества спутников на их орбитах, обслуживаемых КС за некоторый временной период. Орбиты и число спутников, вообще говоря, меняются со временем. Орбиты базирования и соответствующие им области обслуживания м.б. выбраны (оценены) заранее (на основе прогнозирования эволюции СС) исходя из тех или иных условий оптимальности обслуживания. При этом орбиты базирования имеют одинаковые скорости регрессии линии узлов, различаясь, вообще говоря, по другим параметрам: наклонениям, большим полуосям, долготам восходящего узла и т.д. Этот фактор содействует охвату множества областей обслуживания миним. числом средств обслуживания. Последние м.б. выполнены с возможностью возврата на орбиты базирования по завершении обслуживания ими спутников. Технический результат группы изобретений состоит в построении такой КС обслуживания, которая была бы максимально универсальной и в то же время оптимальной для широкого класса СС. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам управления движением подводных аппаратов. Устройство содержит установленные на подводном аппарате (1) движители вертикального (2) и горизонтального (3) перемещений, телекамеру (4), выполненную с возможностью поворота, датчик (5) положения угла поворота телекамеры, первый (6), второй (7) и третий (8) нелинейные функциональные преобразователи, блок (9) управления движителями, датчик (10) расстояния, вручную коммутируемый ключ (11), пороговый элемент (12), электронно-управляемый переключатель (13). Повышается надежность и точность подхода подводного аппарата к обнаруженному объекту. 1 ил.

Изобретение относится к электронному оборудованию автотранспортных средств и может быть использовано в бортовой локальной информационно-вычислительной сети. Технический результат заключается в повышении безопасности движения транспортного средства. Бортовая информационная система беспилотного транспортного средства состоит из совокупности электронного блока, миниатюрных видеокамер, коммутатора, блока хранения цифровой информации, блока распознавания знаков, радара, первого и второго ключей, устройства управления скоростью движения, устройства управления направлением движения, устройства управления тормозной системой, блока определения опасных ситуаций и связей между ними. Блок определения опасных ситуаций состоит из совокупности радиолокационного и инфракрасного блоков определения расстояния, первого и второго элементов ИЛИ, блока определения препятствий, элемента И, вычислителя, блока определения условий сближения и связей между ними. Блок определения препятствий состоит из совокупности логических элементов и связей между ними. Блок определения условий сближения состоит из совокупности логических элементов и связей между ними. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано при разработке систем управления подвижными объектами, обеспечивающих их перемещение по заданной траектории с заданной скоростью в неопределенных средах. Техническим результатом является уменьшение отклонения фактической траектории объекта управления от заданной и сокращение затрат времени на реализацию заданной траектории. В известном способе управления подвижным объектом дополнительно измеряют диапазон Δφ изменения угла визирования ближайшего препятствия, неожиданно возникшего на пути следования объекта управления, обусловленный размерами этого препятствия и его угловыми флюктуациями, и в случае, если направление вектора внешней скорости объекта управления попадает в этот диапазон, изменяют его направление таким образом, чтобы оно вышло из диапазона Δφ за минимально возможное время.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано при разработке систем управления подводными аппаратами, обеспечивающими их ориентацию и перемещение по заданной траектории с заданной траекторией скоростью, или в заданную точку по требуемой траектории без предъявления требований к траекторией скорости, или в заданную точку с нулевой конечной скоростью. Технический результат заключается в обеспечении возможности управления движением подводного аппарата. Технический результат достигается за счет того, что в устройство управления подвижным объектом дополнительно введены судовой пункт управления, два приемопередатчика с антеннами, гидролокатор с антенной и блок пересчета координат, при этом объектом управления является подводный аппарат, большая часть оборудования установлена на судовом пункте управления. 1 ил.
Наверх