Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата

Авторы патента:

G01C23/00 - Комбинированные приборы, определяющие более чем одну навигационную величину, например для авиации; комбинированные устройства для измерения двух и более параметров движения, например расстояния, скорости, ускорения

Владельцы патента RU 2539140:

САЛЫЧЕВ Олег Степанович (RU)
ГРИГОРЬЕВ Виктор Евгеньевич (RU)
МАКАРОВ Николай Николаевич (RU)

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.

Область техники

Изобретение относится к области малогабаритных бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС), интегрированных с различными внешними датчиковыми системами навигационной информации, для беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).

Уровень техники

Использование малогабаритных БИНС с «грубыми» и средней точности чувствительными элементами (ЧЭ) описано в ряде патентов США корпорации American GNS, например в ряде патентов о малогабаритных микромеханических инерциальных измерительных устройствах (патенты США №№6671648, 6522992, 6516283). Основное внимание в этих патентах уделено предоставлению преимуществ по сравнению с традиционными блоками ЧЭ на основании использования внешнего корректора типа спутниковой системы (типа GPS), что является принципиальным для использования их в беспилотной авиации.

Основным недостатком данных БИНС является невозможность долговременной работы системы без спутниковой навигационной системы (СНС) (или GPS - Global Positioning System), для которой возможно организовать постановку активных помех (GPS jamming).

Наиболее близким аналогом (прототипом) к предлагаемому устройству можно признать комплексированную бесплатформенно-спутниковую систему на «грубых» чувствительных элементах (патент РФ №2380656, МПК G01C 23/00, опубл. 27.01.2010). Данная система осуществляет демпфирование ошибок с использованием разности ускорений БИНС и СНС.

Основным ограничением такой БИНС является тот факт, что она счисляет скорости и координаты в случае использования СНС. Если CHC не обеспечивает навигационного решения, рассматриваемая БИНС не осуществляет счисления текущих скоростей и координат.

Главная задача изобретения - существенное повышение точности счисления координат в автономном режиме, что является ключевым моментом использования БПЛА.

Раскрытие изобретения

Для достижения технического результата устройство интегрированной бесплатформенной системы навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата содержит:

блок ЧЭ, состоящий из трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости по трем ортогональным осям,

блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат,

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,

приемник сигналов СНС,

блок определения качества сигнала СНС,

коммутатор векторных сигналов,

первый и второй сумматоры-вычитатели векторных сигналов,

блок определения ошибки курса,

блок определения и коррекции скорости ветра,

блок системы воздушных сигналов (СВС).

Множество связей различных сигналов между блоками и переключения связей в разных маневрах аппарата-носителя БИНС могут быть описаны по сути следующим образом.

Выходы сигналов линейных ускорений акселерометров блока ЧЭ поступают на первый вход блока пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, а ко второму входу блока пересчета подключен первый выход сигналов матрицы направляющих косинусов блока вычислений матрицы направляющих косинусов и углов ориентации системы. Выходы угловых скоростей датчиков скоростей блока ЧЭ поступают на первый вход первого блока кватернионных вычислений, выход которого подключен к первому входу второго блока кватернионных вычислений, выход которого подключен к входу блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации и ко второму входу обратной связи первого блока кватернионных вычислений.

Выход сигналов ускорений из блока пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат подключен к первому входу блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат.

Из приемника сигналов СНС поступают два сигнала, первый из которых - векторный сигнал линейной скорости аппарата по данным СНС поступает на плюсовый вход первого сумматора-вычитателя, а также на первый вход блока определения ошибки курса и на первый вход блока определения и коррекции скорости ветра; второй сигнал - сигнал качества связи с СНС поступает на вход блока определения качества сигнала СНС, выход которого соединен с управляющим входом коммутатора векторных сигналов.

Векторный сигнал линейной скорости системы V_ИНС с третьего выхода блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат поступает на второй вход блока определения ошибки курса, на второй вход блока определения и коррекции скорости ветра, а также на входы вычитания первого и второго сумматоров-вычитателей, выходы которых соединены с соответствующими входами вышеуказанного коммутатора.

На плюсовый вход второго сумматора-вычитателя, а также на третий вход обратной связи блока определения и коррекции скорости ветра поступает сигнал скорости из блока СВС, на вход которого поступают сигналы скорости из блока определения и коррекции скорости ветра, на четвертый вход которого поступает выходной сигнал курса всей системы со второго выхода блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации.

Выход коммутатора соединен со входом блока формирования сигналов демпфирования и вторым входом блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат, на третий вход которого поступает сигнал ошибки курса с выхода блока определения ошибки курса.

Векторный сигнал абсолютной угловой скорости навигационного трехгранника с первого выхода блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат поступает на второй вход второго блока кватернионных вычислений, на третий и четвертый входы которого соответственно поступают управляющие корректирующие сигналы угловых скоростей со второго выхода из блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат и сигналы демпфирования угловых скоростей с выхода блока формирования сигналов демпфирования.

Третий и четвертый выходы блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат являются соответственно выходами всей системы по линейной скорости (или ее составляющим) и географическим координатам аппарата.

Второй, третий и четвертый выходы сигналов углов ориентации блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации являются соответствующими выходами системы по углам курса, тангажа и крена аппарата.

Для существенного повышения точности счисления скоростей и координат БПЛА в автономном режиме при использовании «грубых» или среднеточных ЧЭ БИНС в состав интегрированной БИНС, кроме СНС, введена СВС с блоком определения и коррекции скорости и направления ветра, а также с блоком выставки системы в азимуте на подвижном основании. При этом блок определения и коррекции скорости и направления ветра функционирует не только в присутствии сигнала СНС, но и в его отсутствии - при этом коррекция сигналов ветра осуществляется только по инерциальной информации. И при этом также использовано нетрадиционное демпфирование от СВС. Важно отметить, что в случае наличия удовлетворительного сигнала СНС система всегда находится в интегрированном режиме с СНС, и только при наличии отказа СНС система переходит в автономный режим счисления, используя сигнал СВС.

Перечень чертежей

Фиг.1 - блок-схема устройства предлагаемой системы.

Фиг.2 - сравнение временных графиков ошибок определения координат предлагаемым устройством и прототипом в отсутствие сигнала СНС.

Осуществление изобретения

На фиг.1 блоки системы имеют следующую нумерацию: 1 - блок ЧЭ, состоящий из трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости (ДУС), расположенных по трем ортогональным осям; 2 - блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат; 3 - блок вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат; 4 - блок формирования сигналов демпфирования; 5 - первый блок кватернионных вычислений; 6 - второй блок кватернионных вычислений; 7 - блок вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации; 8 - блок системы связи с СНС; 9 - блок определения качества сигнала СНС; 10 - коммутатор; 11 - первый сумматор-вычитатель; 12 - второй сумматор-вычитатель; 13 - блок определения ошибки курса; 14 - блок определения и коррекции скорости ветра; 15 - блок системы воздушных сигналов.

На схеме приняты следующие обозначения сигналов устройства:

из блока 1: a _b - вектор сигналов кажущихся ускорений с акселерометров в связанной системе и ω_b - вектор сигналов абсолютной угловой скорости от ДУС в связанной системе координат;

из блока 2: a _N - вектор кажущихся ускорений в навигационной системе координат;

из блока 3: ω_N - вектор абсолютной угловой скорости навигационного трехгранника для управления вычислительной платформы;

$ω_{1}^{c}$ - вектор управляющих (корректирующих) сигналов угловой скорости для вычислительной платформы;

V_ИНС - вектор линейной скорости аппарата относительно Земли в проекциях на оси навигационного трехгранника (V_N, V_E - составляющие вектора V_ИНС в северном и восточном направлениях);

φ, λ - выходные географические координаты аппарата: широта и долгота;

из блока 4: $ω_{2}^{c}$ - вектор сигналов демпфирования вычислительной платформы по угловой скорости;

из блока 6: q₀, q₁, q₂, q₃ - кватернионы поворота от связанной системы координат к навигационной системе координат;

из блока 7: углы ориентации аппарата (выходные сигналы системы): H - курс, ϑ - тангаж, γ - крен; а также: $C_{b}^{N}$ - матрица направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат;

из блока 8: V_CHC (или V(GPS)) - вектор линейной скорости аппарата относительно Земли, определенный СНС и ее датчиками;

из блока 15: V_СВС - путевая линейная скорость аппарата, определяемая системой воздушных сигналов (СВС) с учетом скорости ветра;

из блока 14: U_N, U_E - составляющие скорости ветра в северном и восточном направлениях;

из коммутатора 10: $δ \hat{V}$ - выбранная коммутатором из двух разностей разность сигналов линейных скоростей;

из первого сумматора-вычитателя 11: $δ {\hat{V}}_{1}$ - разность сигналов линейных скоростей по показаниям ИНС и СНС;

из второго сумматора-вычитателя 12: $δ {\hat{V}}_{2}$ - разность сигналов линейных скоростей по показаниям ИНС и СВС;

из блока 13: $δ \hat{H}$ - оценка ошибки системы по курсу.

Информационный и сигнальный обмен между входами-выходами блоков осуществляют по линиям связи, показанным на блок-схемах сплошными тонкими линиями. Линии связи представляют собой известные линии связи и информационного обмена, например, по последовательному коду, по параллельному коду, мультиплексные и др. В качестве каналов передачи данных могут использоваться различные цифровые и аналоговые каналы, например каналы информационного обмена, выполненные в соответствии с ГОСТ 18977-79 (Комплексы бортового оборудования самолетов и вертолетов. Типы функциональных связей. Виды и уровни электронных сигналов).

Устройство системы

Для повышения точности автономного счисления координат и скорости в отсутствие сигналов от СНС устройство собрано, запрограммировано, отлажено и работает следующим образом.

По величинам сигналов угловых скоростей ω_b, измеряемых ДУС блока 1, рассчитываются элементы кватерниона конечного поворота от связанной системы координат к инерциальной (блок 5), а затем от инерциальной системы координат к навигационной (блок 6). По элементам (q₀, q₁, q₂, q₃) второго кватерниона конечного поворота (блок 6) в блоке 7 рассчитываются элементы матрицы направляющих косинусов $C_{b}^{N}$ между связанной и навигационной системами координат, а также выходные углы ориентации аппарата (курс, тангаж, крен). Также элементы (q₀, q₁, q₂, q₃) второго кватерниона используются в первом блоке кватернионных вычислений (блок 5) в качестве корректирующих сигналов обратной связи.

Для следующего шага вычислений в блоке 2 по полученным элементам матрицы направляющих косинусов $C_{b}^{N}$ осуществляют пересчет ускорений a _b, измеряемых акселерометрами блока 1, из связанной в навигационную систему координат: $a_{N} = C_{b}^{N} a_{b}$ .

Затем в блоке 3 осуществляют вычисление линейных и угловых скоростей аппарата в навигационной системе координат и вычисление географических координат аппарата. Рассчитанные угловые скорости, а также управляющие сигналы коррекции угловых скоростей, поступают на соответствующие входы 2-го кватернионного блока (блок 6).

Для реализации сигналов демпфирования вычислительной платформы БИНС в блоках 3 и 4 используют (через коммутатор 10 векторных сигналов) разность сигналов линейных скоростей по показаниям ИНС и СНС (сумматор-вычитатель 11 векторных сигналов) или, когда сигнал СНС невозможно использовать, разность сигналов линейных скоростей по показаниям ИНС и СВС (сумматор-вычитатель 12 векторных сигналов). Переключение режима работы коммутатора 10 осуществляют в зависимости от качества принимаемого сигнала СНС, оцениваемого в блоке 9 определения качества сигнала СНС. Блок 9 работает следующим образом: качество сигнала СНС определяют по величине параметра DOP (Dilution of Precision, снижение точности). Величина DOP характеризует геометрию расположения спутников глобальной навигационной системы относительно антенны приемника СНС. Чем больше величина DOP, тем ближе друг к другу расположены спутники и, следовательно, тем ниже точность получаемых навигационных параметров. Оптимальной считается величина DOP менее 6. При величине DOP>20 или отсутствии сигнала СНС информацию СНС в дальнейших расчетах не используют.

Для вычисления путевой скорости по сигналам СВС (блок 15) необходимо к истинной воздушной скорости V_air прибавить составляющие скорости ветра U_N, U_E. Эти составляющие определяют в блоке 14 определения и коррекции скорости ветра:

U_N=V_N(GPS)-V_aircosH

U_E=V_E(GPS)-V_airsinH

Здесь V_N(GPS), V_E(GPS) - составляющие в северном и восточном направлениях сигнала скорости V_CHC из блока 8 СНС;

V_air - истинная воздушная скорость, измеряемая СВС (в блоке 15);

H - истинный угол курса с выхода всей системы (из блока 7).

Выбранную коммутатором 10 векторную разность $δ \hat{V}$ линейных скоростей (в виде составляющих в северном и восточном направлениях) используют для формирования первых демпфирующих сигналов $- K δ {\hat{V}}_{N}$ , $- K δ {\hat{V}}_{E}$ в блоке 3 (эти сигналы используются в качестве сигналов обратной связи для вычисления сигналов линейных скоростей в блоке 3) и вторых демпфирующих сигналов $- K^{b} δ {\hat{V}}_{N}$ , $- K^{b} δ {\hat{V}}_{E}$ в блоке 4, и все эти демпфирующие сигналы поступают на соответствующие корректирующие входы второго блока кватернионных вычислений 6.

Новизна системы заключается в том, что коэффициенты демпфирования K и K^b уменьшаются ступенчатым образом в маневре аппарата (маневр определяется по сравнению величины производной угла курса с порогом скорости изменения курса $\dot{H} < 1 г р а д / с$ ). Так, например, в слабоманевренном полете K=1,4 1/c, K^b=0,05 1/метр, а в ощутимом маневре K=0,2 1/c, K^b=0,001 1/метр.

В результате на соответствующие входы 2-го кватернионного блока 6 идут из блока 3 сигналы: вектора абсолютной угловой скорости ω_N навигационного трехгранника для управления вычислительной платформы, управляющие (корректирующие) сигналы демпфирования $ω_{1}^{c}$ по угловой скорости для вычислительной платформы и из блока 4 сигналы демпфирования вычислительной платформы $ω_{2}^{c}$ по угловой скорости.

Важным новым моментом является вычисление составляющих скорости ветра для случая, когда сигналы СНС невозможно использовать и при достаточно слабом маневре летательного аппарата $\dot{H} < 0, 1 г р а д / с$ .

В этом случае в блоке 14 по скорости V_ИНС рассчитывают сглаженные фильтром низких частот составляющие сигналы a _N, a _E ускорения в северном и восточном направлениях, далее модуль разности этих составляющих и составляющих (с раскладкой по синусу и косинусу текущего угла курса) ускорений, рассчитанных по показаниям сигналов СВС, сравнивают с заданным пороговым значением по ускорению δ: , , в качестве составляющих сигналов ускорения , используют не текущие мгновенные значения, а значения, сглаженные фильтром низких частот (например, апериодическим звеном). Величину порога по ускорению δ выбирают в пределах 0,1…0,2 м/с² в зависимости от типа БПЛА.

Если пороговое условие выполняется, то считают, что скорость ветра не изменилась.

Если пороговое условие не выполняется, то составляющие U_N, U_E скорости ветра в северном и восточном направлениях корректируют по соответствующим интегральным формулам:

Здесь $V_{E}^{L} (G P S)$ , $V_{N}^{L} (G P S)$ - последние (верхний индекс L - от английского слова last - последний) запомненные значения составляющих в северном и восточном направлениях сигнала скорости V_CHC аппарата из блока 8 СНС на момент пропадания сигнала СНС (GPS).

Для определения ошибки курса в полете используют блок 13 определения ошибки курса, в котором реализован фильтр Калмана для следующей модели системы (в качестве модели используют уравнения ошибок ИНС, связывающие ошибки скорости, ошибки курса и собственные погрешности датчиков ЧЭ):

${\dot{Ф}}_{E} = - \frac{δ V_{N}}{R} + w_{1} (t)$

${\dot{Ф}}_{N} = \frac{δ V_{E}}{R} + w_{2} (t)$

${\dot{Ф}}_{u p} = w_{3} (t)$ - при интегрировании получаем ошибку курса $δ \hat{H}$ .

Здесь Ф_N, Ф_E - составляющие ошибок горизонтирования в северном и восточном направлениях, Ф_up - ошибка в азимуте (погрешность курса); w₁(t), w₂(t), w₃(t) - белые входные шумы; δV_E, δV_N - составляющие в северном и восточном направлениях ошибки ИНС по скорости. Эта ошибка - разность между V_ИНС и V_СНС (то же самое что и V(GPS)).

Модель измерений:

$z = \underset{H}{\underset{︸}{[\begin{matrix} 1 & 0 & 0 & 0 & 0 \\ 0 & 1 & 0 & 0 & 0 \end{matrix}]}} [\begin{array}{l} δ V_{E} \\ δ V_{N} \\ Ф_{E} \\ Ф_{N} \\ Ф_{u p} \end{array}] + V (G P S)$

Сигнал ошибки курса $δ \hat{H}$ из блока 13 подают в блок 3 для формирования сигнала корректирующей угловой скорости $ω_{1}^{c} = - \frac{δ \hat{H}}{h_{N 3}} = - \frac{{\hat{Ф}}_{u p}}{h_{N 3}}$ (где h_N3 - период дискретизации вычислений сигнала), передаваемой во второй блок кватернионных вычислений 6.

Перед взлетом БПЛА осуществляют выставку БИНС в горизонт (определяют начальные углы курса и тангажа) и только при взлете при наличии сигнала СНС осуществляют выставку в азимуте и определяют ошибку курса. После чего с использованием сигнала СНС определяют составляющие скорости ветра. В случае, когда сигнал СНС недоступен, возможно осуществлять коррекцию сигнала скорости ветра только по инерциальной информации, что является принципиальным для обеспечения достаточно долгой работы системы в автономном режиме.

На фиг.2 представлены ошибки БИНС по географическим координатам широты и долготы в автономном режиме (при недоступной СНС) предлагаемой системы и прототипа. Ошибки счисления координат рассчитываются в соответствии с уравнениями алгоритма прототипа и сравниваются с расчетом по предлагаемому устройству. При этом в качестве «сырых» входных сигналов используются данные натурных испытаний. При сравнении графиков видно критическое повышение точности счисления координат в течение длительного времени (порядка нескольких тысяч секунд) автономной работы предлагаемой системы.

Предлагаемая техническая система реализована компанией ООО «ТеКнол» (Россия) в устройстве изделия «КомпаНав-3» и прошла полную серию испытаний для различных типов БПЛА.

Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата, содержащая блок чувствительных элементов (ЧЭ), состоящий из трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости по трем ортогональным осям, блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, 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, приемник сигналов спутниковой навигационной системы (СНС), блок определения качества сигнала СНС, коммутатор векторных сигналов, первый и второй сумматоры-вычитатели векторных сигналов, блок определения ошибки курса, блок определения и коррекции скорости ветра, блок системы воздушных сигналов (СВС); при этом выходы сигналов линейных ускорений акселерометров блока ЧЭ поступают на первый вход блока пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, а ко второму входу блока пересчета подключен выход сигналов матрицы направляющих косинусов блока вычислений матрицы направляющих косинусов и углов ориентации системы; выходы угловых скоростей датчиков скоростей блока ЧЭ поступают на первый вход первого блока кватернионных вычислений, выход которого подключен к первому входу второго блока кватернионных вычислений, выход которого подключен к входу блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации и ко второму входу обратной связи первого блока кватернионных вычислений; выход сигналов ускорений из блока пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат подключен к первому входу блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат; из приемника сигналов СНС поступают два сигнала, первый из которых - векторный сигнал линейной скорости аппарата по данным СНС поступает на плюсовый вход первого сумматора-вычитателя, а также на первый вход блока определения ошибки курса и на первый вход блока определения и коррекции скорости ветра; второй сигнал - сигнал качества связи с СНС поступает на вход блока определения качества сигнала СНС, выход которого соединен с управляющим входом коммутатора векторных сигналов; векторный сигнал линейной скорости системы с третьего выхода блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат поступает на второй вход блока определения ошибки курса, на второй вход блока определения и коррекции скорости ветра, а также на входы вычитания первого и второго сумматоров-вычитателей, выходы которых соединены с соответствующими входами вышеуказанного коммутатора; на плюсовый вход второго сумматора-вычитателя, а также на третий вход обратной связи блока определения и коррекции скорости ветра поступает сигнал скорости из блока СВС, на вход которого поступают сигналы скорости из блока определения и коррекции скорости ветра, на четвертый вход которого поступает выходной сигнал курса всей системы со второго выхода блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации; выход коммутатора соединен со входом блока формирования сигналов демпфирования и вторым входом блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат, на третий вход которого поступает сигнал ошибки курса с выхода блока определения ошибки курса; векторный сигнал абсолютной угловой скорости навигационного трехгранника с первого выхода блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат поступает на второй вход второго блока кватернионных вычислений, на третий и четвертый входы которого соответственно поступают управляющие корректирующие сигналы угловых скоростей со второго выхода из блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат и сигналы демпфирования угловых скоростей с выхода блока формирования сигналов демпфирования; третий и четвертый выходы блока вычисления линейных и угловых скоростей и географических координат являются соответственно выходами всей системы по линейной скорости и географическим координатам аппарата; второй, третий и четвертый выходы сигналов углов ориентации блока вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации являются соответствующими выходами системы по углам курса, тангажа и крена аппарата.

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.

Способ инерциально-спутниковой навигации летательных аппаратов // 2536768

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.

Информационно-вычислительная система дистанционно-управляемого подвижного объекта // 2532603

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.

Устройство для отображения критической и второстепенной информации и летательный аппарат, содержащий такое устройство // 2530217

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.

Способ подготовки инерциальной навигационной системы к полету // 2529757

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Система управления общесамолетным оборудованием // 2528127

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.

Комплексная корреляционно-экстремальная навигационная система // 2525601

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.

Способ и бортовая система обеспечения минимумов дистанций продольного эшелонирования по условиям турбулентности вихревого следа // 2525167

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, комплекс бортового радиоэлектронного оборудования, используемый на данном вертолете // 2524276

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

Информационно-управляющая система робототехнического комплекса боевого применения // 2523874

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

Командно-пилотажный индикатор вертолета // 2539708

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.

Инерциально-радионавигационная система // 2539846

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.

Способ повышения целостности выходных сигналов бортовых спутниковых навигационных приемников // 2541691

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.

Система управления боевой роботизированной платформой // 2544740

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.

Комплексная аппаратура счисления координат // 2545490

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.

Безплатформенный навигационный комплекс с инерциальной системой ориентации на "грубых" чувствительных элементах и способ коррекции его инерциальных датчиков // 2548115

Изобретения относятся к области приборостроения, являются средствами навигации, у которых система ориентации интегрирована с гидростатическим блоком наклона (ГБН) и трехосевым компасом, и могут быть использованы.для морских объектов. Единый технический результат группы изобретений - повышение точности определения выходных навигационных параметров бесплатформенной инерциальной системы ориентации (углов ориентации, линейных скоростей и координат местоположения) за счет определения углов наклона между связанной и навигационной системами координат и определения угла азимута. Сущность изобретения-устройства: бесплатформенный навигационный комплекс содержит инерциальную систему ориентации (ИСО) на "грубых" чувствительных элементах, которая подключена к вычислительной платформе и включает расположенные по трем ортогональным осям ИСО три акселерометра и три датчика угловых скоростей. Комплекс также содержит подключенные к вычислительной платформе трехосевой магнитный компас и гидростатический блок наклона (ГБН), содержащий три дифференциальных датчика гидростатического давления, расположенных по трем ортогональным осям ГБН на концах равных по длине баз. Сущность изобретения-способа: по сигналам трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей, расположенных по трем ортогональным осям ИСО, вычисляют углы ориентации путем расчета матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат. Производят компенсацию погрешностей сигналов ускорений акселерометров, производят пересчет ускорений из связанной системы координат в навигационную систему и определяют текущие скорости и приращения координат. Производят измерения трехосевым магнитным компасом и тремя дифференциальными датчиками давления, расположенными по трем ортогональным осям на концах равных по длине баз. По показаниям компаса и датчиков давления вычисляют углы наклона между связанной и навигационной системами координат, по показаниям компаса, вычисляют угол азимута. С учетом полученных значений углов наклона и азимута корректируют показания акселерометров и датчиков угловых скоростей. 2 н. п-та ф-лы.

Бортовая интегрированная система информационной поддержки экипажа и когнитивный формат представления полетной информации на этапе "взлет" многодвигательного воздушного судна // 2550887

Группа изобретений относится к автономным цифровым интегрированным комплексам бортового электронного оборудования многодвигательных воздушных судов. Бортовая система информационной поддержки содержит модуль динамики взлета, модуль высотно-скоростных и метеорологических параметров, модуль летно-технических характеристик, модуль аэродинамики, модуль тяги силовых установок, модуль базы данных аэродромов и мировую базу данных рельефа подстилающей поверхности EGPWS повышенной точности в 3D формате и минимальных безопасных высот, модуль анализа и принятия решений и другие модули. В предлагаемом когнитивном формате представления информации на взлетном пилотажном индикаторе выполнены синтезированное отображение взлетно-посадочной полосы с осевой линией, номером порога взлетно-посадочной полосы, отображение границ максимально допустимого бокового отклонения судна на разбеге, другие важные отображения. На пилотажном индикаторе на фоне лобового стекла дополнительно отображены команды на подъем передней стойки, отрыв, доразгона судна до безопасных скоростей набора высоты и команды на выдерживание оптимального угла тангажа на воздушном участке взлетной дистанции, а также команды на отворот и экстренный набор высоты для предотвращения столкновения с рельефом подстилающей поверхности и искусственными препятствиями. Форматы указанных параметров отображены с использованием принципов активации визуального восприятия информации в информационной поддержке экипажа в его когнитивной деятельности с использованием принципов искусственного интеллекта, полноты представления информации, актуальности и интерактивности. В результате упрощается управление летательным аппаратом, повышается безопасность полетов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил., 3 табл.

Способ определения высоты парашютной системы // 2556138

Изобретение относится к области определения высоты парашютной системы над поверхностью земли. Способ определения высоты парашютной системы заключается в определении высоты полета самолета и высоты снижения до раскрытия парашюта. Дополнительно до прыжка определяют среднюю скорость снижения парашютной системы с раскрытым основным парашютом, время снижения парашютной системы. Высоту снижения парашютной системы после раскрытия парашюта определяют по времени снижения и средней скорости снижения парашютной системы и полученное значение вычитают из высоты парашютной системы, имевшейся в момент раскрытия парашютной системы. Значение высоты над землей озвучивают звуковым сигналом. Изобретение направлено на повышение точности определения высоты и быстродействием. 1 ил.

Навигационный комплекс, использующий естественные и искусственные поля земли // 2558647

Изобретение относится к авиационному приборостроению. Предложенный навигационный комплекс предназначен для обеспечения высокоточной навигации на основе комплексной обработки информации (КОИ) систем навигации по искусственным полям Земли (СНИПЗ) и нескольких физических полей Земли (ФПЗ). Навигационный комплекс построен по интегрально-модульной архитектуре (ИМА), для чего входящие в его состав инерциальная система (ИС), баровысотомер, датчики полей (ДП), бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) и СНИПЗ выполняются в виде отдельных модулей с соответствующими чувствительными элементами и устанавливаются в едином корпусе. Данный навигационный комплекс позволяет за счет КОИ СНИПЗ и нескольких ФПЗ повысить точностные характеристики навигационного комплекса, а также надежность его работы в условиях постановки радиопомех или выведения из строя спутниковой группировки; за счет перехода с федеративной структуры комплекса на ИМА устранить асинхронность и задержку потоков данных от ИС, ДП и баровысотомера в БЦВМ и тем самым повысить его точностные характеристики, а также снизить массу, габариты, стоимость и упростить кабельную систему на борту летательного аппарата. 1 ил.

Селективный навигационный комплекс // 2561252

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации и ориентации, в частности для коррекции погрешностей, численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС). Технический результат - повышение точности и надежности. Для этого селективный навигационный комплекс (СНК) включает ИНС с одним выходом, приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС) с одним выходом, радиолокационную станцию (РЛС) с одним выходом, блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений, имеющий три входа и один выход, фильтр Калмана и сумматор, имеющий два входа и один выход. Выход ИНС соединен с первым входом блока определения степеней наблюдаемости и формирования измерений, второй вход которого соединен с выходом ПСНС, а третий вход соединен с выходом РЛС. Выход ИНС также соединен со вторым входом сумматора, а выход фильтра Калмана соединен с первым входом сумматора. СНК снабжен квадратором и накопительным устройством, а блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений выполнен с четвертым входом. В блоке определения степеней наблюдаемости и формирования измерений в критерии степени наблюдаемости вычисляются дисперсии компонент вектора состояния в процессе полета. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.