Резервная система ориентации летательного аппарата и способ выставки ее пространственного положения

Изобретения относятся к области приборостроения и могут найти применение в системах ориентации и навигации летательных аппаратов (ЛА), предназначенных для вычисления и отображения основных пилотажно-навигационных параметров ЛА. Технический результат - повышение точности вычисления собственного дрейфа датчиков угловых скоростей и определения значений параметров пространственного положения ЛА. Для этого в состав каждого прибора трехкомпонентного жесткозакрепленного магнитометра (ТЖМ) введены дополнительные интерфейсные средства между магнитометрами, а также дополнительные средства для осуществления более точной выставки резервной системы ориентации на основе измерения составляющих погрешности магнитного поля Земли, измеренных ТЖМ каждого прибора за один и тот же период времени. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретения относятся к области приборостроения и могут найти применение в системах ориентации и навигации летательных аппаратов (ЛА), предназначенных для вычисления и отображения основных пилотажно-навигационных параметров ЛА.

Известно резервное устройство индикации воздушного судна [1], предназначенное для отображения пилотажной информации о полете ЛА (пространственное положение, скорость, высота) и содержащее блок источников информации, блок обработки информации и средство индикации.

Недостатком данного устройства, как и способа выставки его реализующего, является отсутствие в нем магнитометра, способного автономно выдавать информацию о магнитном курсе ЛА.

Известна также система [2], включающая в себя два объединенных прибора, предназначенная для определения пространственного положения ЛА и высотно-скоростных параметров полета, необходимых для пилотирования ЛА. Отображение вычисленной информации происходит на жидкокристаллическом (ЖК) дисплее каждого прибора.

Способ выставки этой системы, содержащей два объединенных прибора и средства для сообщения между ними, причем каждый прибор содержит автономный инерциальный измерительный блок с датчиками первичной информации, заключается во взаимной выставке каждого инерциального измерительного блока на основе положения каждого прибора и измерений, произведенных каждым прибором за один и тот же период времени.

Недостатком этой системы является отсутствие магнитометра, и как результат, невозможность выставки по курсу. Недостатком способа выставки данной системы является невозможность точной оценки дрейфа датчиков угловой скорости курсового канала во время начальной выставки на качающемся основании при одновременном движении ЛА по курсу, крену и тангажу.

Заявленное изобретение направлено на повышение точности вычисления собственного дрейфа датчиков угловых скоростей и более точное определение значений параметров пространственного положения ЛА.

Поставленная задача решается за счет того, что в резервную систему ориентации летательного аппарата (ЛА), предназначенную для определения и индикации пространственного положения, высотно-скоростных параметров, включающую в себя два интегрированных объединенных электронных резервных прибора (ИРП), каждый из которых содержит устройство отображения информации, блок датчиков первичной информации (ДЛИ) с входящими в него блоком датчиков угловых скоростей (ДУС) и блоком акселерометров и блок датчиков давления, подключенных к вычислителю, интерфейсный модуль, по которому информация с акселерометров одного прибора передается на вычислитель другого и наоборот, а информация с датчиков угловых скоростей (без учета смещения нулей и погрешностей, обусловленных скоростью вращения Земли) одного прибора передается в вычислитель другого и наоборот, согласно изобретению, в состав каждого ИРП вводится трехкомпонентный жесткозакрепленный магнитометр, а также дополнительные средства сообщения между магнитометрами обоих приборов, полученная информация с которых используется для вычисления углов ориентации и последующей индикации в устройстве отображения информации.

Достигаемым техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности вычисления собственного дрейфа датчиков угловых скоростей и наиболее точное определение значений параметров пространственного положения ЛА.

В способе выставки системы ориентации ЛА, в котором для начальной выставки углов крена, тангажа и курса и для оценки дрейфа датчиков угловых скоростей по выходным линиям ДУС реализован адаптивный фильтр Винера, параметры которого изменяют по разности угловых скоростей соответствующих датчиков разных приборов, далее информацию пересчитывают в земную систему координат и используют в адаптивном фильтре Калмана для вычисления смещения нуля и угловой скорости, обусловленную вращением Земли, измеряемым каждым ДУС по соответствующим осям (оси X, Y, Z) в каждом приборе, также для вычисления погрешности ДУС используют информацию с акселерометров в каждом блоке, обрабатываемую адаптивным фильтром Винера, параметры которых адаптируют по разности значений ускорений разных приборов, согласно изобретению, в каждом приборе дополнительно используют информацию с трехкомпонентных жесткозакрепленных магнитометров (ТЖМ), измеряющих напряженности магнитного поля Земли, которые пересчитывают в земную систему координат, обрабатывают в каждом приборе адаптивным фильтром Винера, параметры которого адаптируют по разности напряженности магнитного поля с двух приборов и затем используют в адаптивном фильтре Калмана для оценки смещения нулевого сигнала датчиков угловых скоростей.

Существенным отличием изобретения является введение в состав каждого прибора ТЖМ, дополнительных средств сообщения между магнитометрами, а также дополнительных средств для осуществления более точной выставки на основе знания составляющих погрешности магнитного поля Земли, измеренных ТЖМ каждого прибора за один и тот же период времени.

Другим существенным отличием является способ выставки обоих ИРП, установленных на борту ЛА в соответствии с [2], с дополнительным привлечением информации с ТЖМ каждого ИРП.

На фиг.1 представлена блок-схема устройства.

Система содержит блоки 1, 11 датчиков давления, блоки 2, 12 ДЛИ инерциальные измерительные, вычислители 3, 9, ТЖМ 4, 10, устройства 5, 7 отображения информации, интерфейсные модули 6, 8.

Выходы блока 1 датчиков давления, блока 2 ДЛИ, в состав которого входят акселерометры и датчики угловой скорости, ТЖМ 4 соединены со входами вычислителя 3, выход которого подключен к устройству 5 отображения информации и модулю 6 интерфейсному, соединенному с модулем 8 интерфейсным второго ИРП для обмена пилотажной информацией.

Выходы блока 11 датчиков давления, блока 12 ДНИ, в состав которого входят акселерометры и датчики угловой скорости, ТЖМ 10 соединены со входами вычислителя 9, выход которого подключен к устройству 7 отображения информации и модулю 8 интерфейсному, соединенному с модулем 6 интерфейсным первого ИРП для обмена пилотажной информацией.

Согласно изобретению, в полученной системе, содержащей два ИРП, блоки ДНИ взаимно выставляются на основе относительного положения каждого прибора и измерительной информации, полученных каждым прибором за один и тот же период времени.

На фиг.2 показан пример устройства для реализации такой выставки и соответствующий способ. Чтобы не загромождать фиг.2, показаны только средства для выставки второго ИРП.

Второй ИРП, также как и первый ИРП, содержит устройства 26, 28 для преобразования измеренных значений, полученных с инерциальных датчиков и ТЖМ, чтобы привести их из связанной системы координат в земную систему координат, также, как и устройства 13, 16, входящие в состав первого ИРП. Устройство 18 предназначено для вычисления разности между значениями Ω1, измеренными первым ИРП, и значениями оцененной погрешности Ω ^ 2 , рассчитанными вторым ИРП в результате преобразования. Второй ИРП также содержит адаптивный фильтр 19, параметры которого адаптируются в соответствии со значениями, рассчитанными вычитающим устройством 18 второго ИРП.

Адаптивный фильтр 19 преобразует информацию Ωсвяз2, измеренную вторым ИРП и откорректированную на величину дрейфа dΩ2, чтобы привести ее к значениям углов ориентации первого ИРП. В качестве оптимального адаптивного фильтра используется фильтр Винера. Рассчитанные значения используются как входящая информация для устройства 28 вычисления значений углов ориентации

Кроме того, второй ИРП содержит устройство для преобразования значений ускорения, измеряемых акселерометрами А2 второго ИРП, с целью приведения указанных значений к значениям углов ориентации первого ИРП. Устройство 20 предназначено для вычисления разности значений ускорения, измеряемых акселерометрами A1 первого ИРП, и преобразованных в фильтре Винера 21 значений оцененной погрешности A ^ 2 , измеренных акселерометрами второго ИРП. Все преобразования - это чисто математические операции. Параметры адаптивного фильтра Винера 21 подстраиваются под значения, вычисляемые с помощью вычитающего устройства 20. Вычисленные значения оцененной погрешности A ^ 2 поступают на вход устройства 22.

Информация о значениях, составляющих напряженности магнитного поля Земли Н2, поступающих с ТЖМ 27 в адаптивный фильтр Винера 25, параметры которого подстраиваются под значения оцененной погрешности H ^ 2 , полученные в результате вычисления в устройстве 24 разности значений напряженности магнитного поля Земли Н1, измеряемых первым ИРП, и значений Н2, измеряемых вторым ИРП.

Информация с фильтров Винера о значениях оцененных погрешностей угловых скоростей Ω ^ , ускорений A ^ и составляющих напряженности магнитного поля Земли H ^ используется в адаптивном фильтре Калмана для вычисления величины дрейфа dΩ2.

Выставка первого ИРП и второго ИРП производится в один и тот же период времени, когда приборы движутся синхронно на подвижном основании.

В каждом ИРП имеется устройство для синхронизации измерений в обоих приборах.

Фильтры обоих ИРП и ИРП работают параллельно и одновременно с целью обеспечения быстрого схождения во время выставки.

Каждое измерение Ω1 синхронизируется с А1 и Н1, а каждое измерение Ω2 с А2 и Н2.

Обработка данных с ДНИ первого ИРП происходит аналогично.

В результате работы обоих ИРП на выходе получаются согласованные значения углов крена, тангажа и гиромагнитного курса.

Реализация данного способа выставки позволит повысить точность определения значений параметров полета летательного аппарата резервной системой ориентации.

Источники информации

1. Патент РФ №2350907 G01C 23/00, 2009 г.

2. Патент США №2010/0286913, 2010 г.

1. Резервная система ориентации летательного аппарата (ЛА), предназначенная для определения и индикации пространственного положения, высотно-скоростных параметров, включающая в себя два интегрированных объединенных электронных резервных прибора, каждый из которых содержит устройство отображения информации, блок датчиков угловых скоростей (ДУС), блок акселерометров и блок датчиков давления, подключенных к вычислителю, интерфейсный модуль, для передачи информации с акселерометров одного прибора на вычислитель другого и наоборот, а также информации с датчиков угловых скоростей (без учета смещения нулей и погрешностей, обусловленных скоростью вращения Земли) одного прибора в вычислитель другого и наоборот, отличающаяся тем, что в состав каждого интегрированного объединенного электронного резервного прибора введен трехкомпонентный жесткозакрепленный магнитометр, для передачи информации, преобразованной в земную систему координат, из одного прибора в вычислитель другого и наоборот, где полученная информация используется в вычислении углов ориентации и затем индикации в устройстве отображения информации.

2. Способ выставки системы ориентации ЛА, в котором для начальной выставки углов крена, тангажа и курса и для оценки дрейфа датчиков угловых скоростей по выходным линиям ДУС реализован адаптивный фильтр Винера, параметры которого изменяют по разности угловых скоростей соответствующих датчиков разных приборов, далее информацию пересчитывают в земную систему координат и используют в адаптивном фильтре Калмана для вычисления смещения нуля и угловой скорости, обусловленную вращением Земли, измеряемым каждым ДУСом по соответствующим осям (оси X, Y, Z) в каждом приборе, также для вычисления погрешности ДУСов используют информацию с акселерометров в каждом блоке, обрабатываемую адаптивным фильтром Винера, параметры которых адаптируют по разности значений ускорений разных приборов, отличающийся тем, что в каждом приборе дополнительно используют информацию с трехкомпонентных жесткозакрепленных магнитометров (напряженности магнитного поля Земли), которые пересчитывают в земную систему координат, обрабатывают в каждом приборе адаптивным фильтром Винера, параметры которого адаптируют по разности напряженности магнитного поля с двух приборов и затем используют в адаптивном фильтре Калмана для оценки смещения нулевого сигнала датчиков угловых скоростей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, в частности летательных аппаратов (ЛА), для оценки ошибок и коррекции абсолютных координат местоположения, высоты и вертикальной скорости инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям геометрической высоты и эталонным картам рельефа местности и могут быть использованы в системах управления движением ЛА.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано при построении различных радиолокационных систем, предназначенных для управления движением летательных аппаратов.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах программного позиционирования и ориентации подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат заключается в возможности просматривать пользователем перекрывающиеся графические объекты без изменения уровня масштабирования.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при разработке бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) для решения задач управления доводочными ступенями (ДС) различного назначения.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в позиционных системах ориентации подвижных объектов различной физической природы. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при построении различных приборных систем локации, предназначенных для определения местоположения движущихся объектов с использованием волн, излучаемых в виде лучей, и управления движением движущихся объектов путем коррекции их местоположения.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах определения позиции контролируемого объекта на основе использования нескольких разнесенных источников излучения.

Изобретение относится к навигационным приборам и предназначено для использования при измерении углов ориентации любых подвижных летательных аппаратов, кораблей, наземных транспортных средств.

Изобретение относится к области навигации движущихся объектов. Достигаемый технический результат - повышение точности навигации. Указанный результат достигается за счет того, что в способе используют эталонную карту местности как априорную информацию о навигационном поле, выбирают участок местности (мерный участок), находящийся в пределах эталонной карты, составляют текущую карту путем вычисления плановых координат мерного участка на основе измерений дальностей с помощью многолучевого режима измерения при помощи радиоволн, находящихся в двух ортогональных плоскостях и излучаемых в виде лучей, из которых первым излучают центральный, а потом - левые и правые боковые относительно центрального, при этом центральный луч перпендикулярен направлению движения движущихся объектов, плоскости лучей повернуты вокруг центрального луча на угол равный 45 градусов относительно направления движения движущихся объектов. Затем определяют разности результатов многолучевых измерений наклонных дальностей, определяют углы эволюции движущихся объектов по азимуту, крену и тангажу в динамике на основе анализа значений доплеровских частот, возникающих при измерениях дальностей по каждому лучу. Значение и знак углов азимута, крена и тангажа при каждом цикле измерений дальностей определяются изменением положения измеренного массива доплеровских частот относительно массива доплеровских частот, соответствующего нулевым значениям углов азимута, крена и тангажа. Вычисляют высоты движущихся объектов в координатах мерного участка в точке определения местоположения движущихся объектов в плановых координатах мерного участка. Сравнивают значения плановых координат текущей и эталонной карт. Вычисляют слагаемые показателя близости для всех возможных положений движущегося объекта. Проводят поиск экстремума показателя близости. Вычисляют сигнал коррекции траектории движения. Управляют движением движущихся объектов путем коррекции их местоположения по трем координатам эталонной карты (плановые координаты и высота) в координатах мерного участка за время движения движущихся объектов над мерным участком. 6 ил.

Изобретение относится к области управления системами навигации и ориентации, в частности к блокам коррекции погрешностей численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС). Технический результат - повышение точности. Для этого навигационный комплекс включает ИНС с одним входом и одним выходом, допплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) с одним выходом, сумматор, имеющий первый и второй входы и один выход, блок оценивания и регулятор. Выход ИНС соединен с первым входом сумматора, а выход ДИСС соединен со вторым входом сумматора, выход которого соединен с входом блока оценивания, выполненного в виде фильтра Калмана. Выход блока оценивания соединен с входом регулятора. Навигационный комплекс снабжен вторым блоком оценивания, выполненным в виде фильтра Калмана, блоком осреднения, блоком сравнения, коммутатором и вторым регулятором. При этом выход сумматора соединен с входом второго блока оценивания, а первый выход первого блока оценивания соединен с входом блока осреднения, выход которого соединен с первым входом блока сравнения, выход которого соединен с первым входом коммутатора. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области создания систем управления летательных аппаратов, преимущественно к способам получения достоверной информации и диагностики работоспособности акселерометров и датчиков угловой скорости летательного аппарата с избыточным числом измерителей и идентификацией их отказов. В способе отбора достоверной информации и идентификации отказов измерителей, при пяти измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе (БИНС), основанном на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых некомпланарны, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, согласно изобретению, указанные векторы вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам групп рассчитывают средние векторы и показатели разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса в текущем цикле и средний вектор этой группы принимают за достоверный вектор текущего цикла. Отказы измерителей тракта идентифицируют, исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результата сравнения с допуском модуля разности фактического показания измерителя, которое не использовано в расчете достоверного вектора и его расчетного показания. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности проверяемого измерителя. Технический результат - отбор достоверной информации и безотказная работа измерительных трактов с одним отказом измерителя и идентификация отказов измерителей при избыточной информации в каждом тракте в БИНС. 1 табл.

Изобретение относится к области создания систем управления летательных аппаратов (ЛА), преимущественно к способам получения достоверной информации и диагностики работоспособности акселерометров и датчиков угловой скорости (ДУС) ЛА с избыточным числом измерителей и идентификацией их отказов. В способе отбора достоверной информации и идентификации измерителей, при шести измерителях в каждом тракте бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), основанном на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых некомпланарны, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, согласно изобретению, указанные векторы вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам каждой группы рассчитывают средний вектор и показатель разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса из всех групп тракта в текущем цикле и средний вектор этой группы. Последовательно выполняют аналогичные действия применительно сначала к составу групп, который отличается от полного состава групп исключением группы с первым найденным, а затем с двумя найденными минимальными показателями разброса, рассчитывают модули разности между каждым из трех средних векторов упомянутых групп и средним вектором, который был вычислен и записан в память вычислителя как достоверный вектор предыдущего цикла. Находят минимальный модуль разности из трех. Средний вектор, модуль разности которого с достоверным вектором предыдущего цикла минимален, принимают за достоверный вектор текущего цикла. Отказы измерителей тракта идентифицируют исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результатов сравнения с допуском модуля разности фактического и расчетного показаний проверяемого измерителя, показания которого не использованы в расчете достоверного вектора. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности проверяемого измерителя. Техническим результатом изобретения является отбор достоверной информации и безотказная работа измерительного тракта до двух отказов в каждом тракте, идентификация отказов измерителей при избыточной информации в каждом тракте БИНС. 1 табл.

Группа изобретений относится к системе помощи водителю транспортного средства с прицепом. Система помощи при размещении метки на прицепе включает в себя камеру, устройство обработки изображения и дисплей. Камера установлена на буксирующем транспортном средстве и предназначена для получения изображения прицепа. Устройство обработки изображения выполнено с возможностью обрабатывать полученное изображение для определения области размещения метки и накладывать изображение метки на изображение области для ее размещения. Дисплей выполнен с возможностью отображения изображения прицепа с наложенной меткой. Достигается повышение возможности помощи водителю при управлении транспортным средством с прицепом. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к телекоммуникационным устройствам индивидуального пользования. Комплект содержит размещенный на одном из рукавов одежды дисплей с экраном, связанный по беспроводному интерфейсу с приемным блоком, служащим для приема, обработки и формирования навигационной информации сигналов ГЛОНАСС. Согласно изобретению комплект дополнительно снабжен видеокамерой, закрепленной на радиошлемофоне или спасательном жилете и планшетным компьютером или смартфоном, связанным с радиошлемофоном и с видеокамерой по протоколу беспроводной связи Blue Tooth, а также посредством преобразователя сигнала NMEA-2000 в Wi-Fi, по протоколу беспроводной связи Wi-Fi - с бортовой радиолокационной станцией и автоматизированной идентификационной системой. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности плавания за счет своевременной и качественной оценки навигационной и гидрометеорологической обстановки. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх