Селективный навигационный комплекс

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.

 

Изобретение относится к области разработки систем навигации и ориентации, в частности к коррекции их погрешностей, численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС).

Известен селективный навигационный комплекс (СНК), включающий 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, при этом 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, выход которого является выходом СНК (см. Неусыпин К.А. Современные системы и методы наведения, навигации и управления летательными аппаратами. М., Изд. МГОУ, 2009, с.91; с.156, с.158-159, см. фиг.1).

Сигнал ИНС поступает на первый вход блока определения степеней наблюдаемости и формирования измерений, где вычитается из сигнала, поступившего на второй вход с ПСНС, для формирования измерений z1, на третий вход блока определения степеней наблюдаемости и формирования измерений поступает сигнал от РЛС, который вычитается из сигнала с ИНС для формирования измерений z2, далее формируются измерительные выборки Z1 и Z2 путем суммирования 30 поступивших измерений соответственно, которые далее осредняются. Затем суммарные значения Z1 и Z2 поступают в критерий степени наблюдаемости для вычисления значений степеней наблюдаемости каждой компоненты вектора состояния, включающего ошибки ИНС в определении скорости, угла отклонения ГСП и дрейфа ГСП. Далее степени наблюдаемости сравниваются и по наибольшему значению выбирается сигнал для дальнейшей обработки, который поступает в фильтр Калмана, где осуществляется оценка вектора состояния. С выхода фильтра Калмана сигнал, пропорциональный оценкам ошибок ИНС, поступает на первый вход сумматора, где вычитается из сигнала с ИНС для компенсации ошибок ИНС.

На выходе сумматора сигнал равен истинной навигационной информации с ошибкой оценивания.

В практических приложениях уровень измерительных шумов обычно меняется, поэтому заранее сделать однозначный выбор структуры комплекса не представляется возможным. Эффективность применения СНК можно продемонстрировать аналитически.

При измерении дополнительными источниками информации об угле отклонения ГСП от плоскости горизонта S-1 имеет вид:

Дисперсия шума, приведенного к погрешности ИНС в определении скорости r 1 * (δV), имеет вид:

Подставляя в выражение для дисперсии приведенного шума численные значения:

Т=2 мин, β=10-2 мин-1, R=6370000 m, g=35280 m/мин2, r=10-14 рад2.

Получим r 1 * ( δ V ) = 506 m 2 м и н 2 .

При использовании в качестве дополнительного источника информации ДИСС примем дисперсию r = 2500 m 2 м и н 2 .

Следовательно, для приборов, имеющих подобные характеристики для вычисления погрешностей ИНС в определении скорости, целесообразно измерять углы отклонения ГСП от плоскости горизонта и по этим измерениям оценивать погрешности в определении скорости. В этом случае при измерении одновременно δV и φ в алгоритме оценивания, если компонента вектора состояния непосредственно измеряется, то ошибка оценивания не меняется от того, измеряются ли другие компоненты или нет.

В этом случае при измерении одновременно скорости ЛА и углов отклонения ГСП в алгоритме оценивания, если компонента вектора состояния непосредственно измеряется, то ошибка оценивания не меняется от того, измеряются ли другие компоненты или нет. Следовательно, в данном случае целесообразнее использовать только измерения углов отклонения ГСП.

На чертеже (фиг.1) представлена схема известного СНК.

Обозначения на чертеже следующие:

θk - истинная навигационная информация; xk - погрешности ИНС; x k - оценки погрешностей ИНС; x ˜ k - ошибка оценивания; ФК - фильтр Калмана; λ - блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений zk.

Недостатком известного СНК является то, что в критерии степени наблюдаемости дисперсии исследуемых компонент вектора состояния определяются априори в условиях предполетной подготовки, а в полете они могут существенно меняться, что приводит к ошибочному определению степеней наблюдаемости и, следовательно, к неправильному выбору измерительного сигнала, увеличению ошибок оценивания фильтром Калмана и снижению точности определения навигационных параметров ЛА.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности измерений СНК, повышение надежности работы СНК.

Техническим результатом является уменьшение ошибок оценивания погрешностей ИНС за счет выбора оптимальной структуры СНК путем повышения точности вычисления степеней наблюдаемости погрешностей ИНС.

Указанные задача и технический результат достигаются селективным навигационным комплексом (СНК), включающим 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, при этом 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, при этом СНК снабжен квадратором и накопительным устройством, а блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений выполнен с четвертым входом, причем выход фильтра Калмана соединен дополнительно с входом квадратора, выход которого соединен с входом накопительного устройства, выход накопительного устройства соединен с четвертым входом блока определения степеней наблюдаемости и формирования измерений.

А также тем, что в блоке определения степеней наблюдаемости и формирования измерений в критерии степени наблюдаемости вычисляются дисперсии компонент вектора состояния в процессе полета.

На фиг.1 показана схема СНК по прототипу.

На фиг.2 показана схема предлагаемого СНК.

Селективный навигационный комплекс (СНК) включает ИНС 1 с одним выходом 2, приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС) 3 с одним выходом 4, радиолокационную станцию (РЛС) 5 с одним выходом 6, блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений 7, имеющий три входа 8, 9, 10 и один выход 11, при этом выход 2 ИНС 1 соединен с входом 8 блока определения степеней наблюдаемости и формирования измерений 7, второй вход 9 которого соединен с выходом 4 ПСНС 3, а третий вход 10 блока 7 соединен с выходом 6 РЛС 5, а также фильтр Калмана 12, сумматор 13, квадратор 14 и накопительное устройство 15. Выход 11 блока 7 соединен с входом 16 фильтра Калмана 12, выход 17 которого соединен с первым входом 18 сумматора 13 и входом 19 квадратора 14, выход 20 квадратора 14 соединен с входом 21 накопительного устройства 15, выход 22 которого соединен с четвертым входом 23 блока 7. Выход 2 ИНС 1 соединен также со вторым входом 24 сумматора 13, выход 25 которого является выходом СНК.

Фильтр Калмана выполнен в соответствии с алгоритмом вида:

(Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация. М.: Машиностроение, 1982, 215 с.).

Уравнения ошибок ИНС имеют вид:

где Ф - матрица модели; х - вектор состояния включает ошибки ИНС, W - вектор входного шума.

Часть вектора состояния измеряется:

Здесь: Zk+1 - m-вектор измерений; Vk+1 - m-вектор ошибок измерения;

Hk+1,k - (m×n)-матрица измерений.

В фильтре Калмана: Rk+1 - ковариационная матрица измерительного шума V, Q - ковариационная матрица входного шума w, Kk+1 - матрица усиления фильтра:

V k + 1 = Z k + 1 - H k + 1, k Ô k + 1, k x k .

Фильтр Калмана имеет вид:

Здесь P(k+1)/k - априорная ковариационная матрица ошибок оценивания; Pk+1 - апостериорная ковариационная матрица ошибок оценивания. При помощи фильтра Калмана осуществляется восстановление всего вектора состояния системы и подавляется влияние измерительного шума.

Квадратор 14 выполнен в виде матричного усилителя и представляет собой логическую схему, работающую по алгоритму х-х2 и собранную на базовых логических элементах «и-не» (555ЛА3).

Квадратор 14 осуществляет возведение сигнала, пропорционального оценкам ошибок ИНС, в квадрат.

Накопительное устройство 15 выполнено на микросхеме микропроцессорного исполнения PIC1684F и осуществляет вычисление дисперсии оценок ошибок ИНС на основе 30 измерений z в соответствии с формулой:

Сумматор выполнен в виде цифрового логического сумматора.

Критерий степени наблюдаемости имеет вид (Неусыпин К.А., Пролетарский А.В., Цибизова Т.Ю. Системы управления летательными аппаратами и алгоритмы обработки информации. М., Изд. МГОУ, 2006):

Здесь: M[(xi)2] - дисперсия произвольной i-й компоненты вектора состояния;

М[(yi)2] - дисперсия непосредственно измеряемого вектора состояния.

В критерии степени наблюдаемости (4) мерой наблюдаемости является скаляр. Эта особенность выгодно отличает критерий от известных, так как позволяет проводить сравнение степеней наблюдаемости компонент различных векторов состояния.

Уравнения ошибок системы инерциальной навигации имеют вид (Салычев О.С. Скалярное оценивание многомерных динамических систем. М., Машиностроение, 1987, 216 с.):

где δVk - ошибка ИНС в определении скорости; εk - скорость дрейфа ГСП; φk - угол отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника.

Составим вектор измерений в виде:

где

Тогда для непосредственного измерения компонент вектора состояния получим следующие уравнения:

Определим дисперсию измерительного шума, приведенного к углу отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника:

где r - дисперсия ошибки в измерении скорости, которая подлежит непосредственному измерению с помощью внешней информации.

В соответствии с выражением (8) определим степень наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника:

Степень наблюдаемости скорости дрейфа ГСП определяется аналогично:

Подставим численные значения параметров, полученные в результате полунатурного эксперимента с реальной ИНС. Ошибка ИНС в определении скорости равна 60 м/мин, угол отклонения платформы относительного сопровождающего трехгранника -2.10-4 рад, скорость дрейфа 10-5 рад/мин, период дискретизации выбран равным 1 минуте. В результате получим, что степень наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника равна 0,01, а степень наблюдаемости скорости дрейфа ГСП - 0,0001.

Полученные значения степеней наблюдаемости имеют четкий физический смысл. Относительная погрешность оценивания наблюдаемой компоненты вектора состояния по отношению к оцениваемому номиналу в случае оценивания угла отклонения будет такая же, как и относительная погрешность оценивания непосредственно измеряемой компоненты через 100 минут, а в случае скорости дрейфа - через 10000 минут.

Выбранное значение величины измерительной выборки для вычисления дисперсии в блоке 15 обосновано тем, что в практических приложениях в условиях полета ЛА через 30 шагов вычисления оценок фильтром Калмана внешние условия функционирования ЛА могут измениться (появление активных и пассивных помех) и целесообразно подтвердить выбор состава измерительных систем СНК или определить новый состав СНК.

СНК работает следующим образом:

Сигнал с выхода 2 ИНС 1, пропорциональный истинной навигационной информации о параметрах ЛА с ошибкой ИНС, поступает на первый вход 8 блока 7, сигнал в выхода 4 ПСНС 3, пропорциональный истинной навигационной информации с ошибкой ПСНС, поступает на второй вход 9 блока 7, сигнал с выхода 6 РЛС 5, пропорциональный истинной навигационной информации с ошибкой РЛС, поступает на третий вход 10 блока 7. В блоке 7 сигнал с входа 8 вычитается из сигнала с входа 9, разностный сигнал пропорционален смеси ошибок ИНС и ПСНС z1, который затем преобразуется в соответствии с формулой:

В блоке 7 сигнал со второго входа 9 вычитается из сигнала с третьего входа 10, разностный сигнал пропорционален смеси ошибок ИНС и РЛС z2, который затем преобразуется в соответствии с формулой:

Затем значения Z1 и Z2 поступают в критерий степени наблюдаемости для вычисления значений степеней наблюдаемости каждой компоненты вектора состояния, включающего ошибки ИНС в определении скорости, угла отклонения ГСП и дрейфа ГСП. На четвертый вход 23 блока 7 поступает сигнал, пропорциональный дисперсии оценки ошибок ИНС M ( φ 2 ) ¯ , который использован в критерии степени наблюдаемости (4) формула (9). Вычисленные степени наблюдаемости сравниваются и по наибольшему значению выбирается сигнал z для дальнейшей обработки, который с выхода 11 блока 7 поступает на вход 16 фильтра Калмана 12, на выходе которого 17 сигнал пропорционален оценке вектора состояния (оценке ошибок ИНС x ). С выхода 17 фильтра Калмана 12 сигнал, пропорциональный оценкам ошибок ИНС, поступает на первый вход 18 сумматора 13 и на вход 19 квадратора 14, где преобразуется в соответствии с формулой x 2 . С выхода 20 квадратора 14 сигнал, пропорциональный квадрату оценки вектора состояния, включающего ошибки ИНС, поступает на вход 21 накопительного устройства 15, где преобразуется в соответствии с формулой:

На выходе 22 накопительного устройства 15 сигнал пропорционален дисперсии оценки ошибок ИНС.

С выхода 2 ИНС 1 сигнал, пропорциональный истинной навигационной информации с ошибкой ИНС х, поступает также на второй вход 24 сумматора 13, где вычитается из сигнала с первого входа 18, пропорционального оценке ошибок ИНС х, на выходе 25 сумматора 13 сигнал является выходом СНК и равен истинной навигационной информации с ошибкой оценивания.

Ошибка оценивания ошибок ИНС существенно меньше ошибки ИНС, тем самым компенсируются ошибки ИНС, что приводит к увеличению точности навигационной информации ЛА.

В прототипе в критерии степени наблюдаемости блок 7 использовал значения дисперсии отклонения угла ГСП, определенные априори в предполетной подготовке, а в предлагаемом СНК оценка дисперсии угла отклонения ГСП определяется в полете с учетом текущих особенностей движения ЛА.

В отличие от прототипа предлагаемый СНК обладает большей точностью за счет более точного определения степеней наблюдаемости ошибок ИНС, что позволяет включать в состав используемых измерительных систем те системы, которые обеспечивают наибольшую точность оценивания ошибок ИНС и соответственно большую точность СНК.

1. Селективный навигационный комплекс (СНК), включающий 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, при этом 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, отличающийся тем, что он снабжен квадратором и накопительным устройством, а блок определения степеней наблюдаемости и формирования измерений выполнен с четвертым входом, причем выход фильтра Калмана соединен дополнительно с входом квадратора, выход которого соединен с входом накопительного устройства, выход накопительного устройства соединен с четвертым входом блока определения степеней наблюдаемости и формирования измерений.

2. Селективный навигационный комплекс по п.1, отличающийся тем, что в блоке определения степеней наблюдаемости и формирования измерений в критерии степени наблюдаемости вычисляются дисперсии компонент вектора состояния в процессе полета.



 

Похожие патенты:

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).

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.

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.

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.

Изобретение относится к области техники навигации наземных транспортных средств и представляет собой объединение аппаратуры счисления координат (АСК) и спутниковой навигационной аппаратуры (СНА).

Изобретение относится к информационно-вычислительным системам и устройствам, обеспечивающим решение задач дистанционного управления движением подвижных объектов по заданному алгоритму в автоматическом и ручном режимах.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах контроля целостности выходных сигналов бортовых спутниковых навигационных приемников.

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.

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".

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).

Изобретение относится к области навигации и может найти применение в системах навигации автономных необитаемых подводных аппаратов (АНПА). Технический результат - снижение трудозатрат при производстве подводных работ с использованием АНПА. Для этого осуществляют определение координат места по подводным ориентирам путем измерения рельефа дна бортовой акустической аппаратурой, формирование регулярной сетки точек измеренных глубин и сравнение полученных значений глубин с эталонными глубинами, в котором при определении координат места по подводным ориентирам определяют скорость погружения автономного необитаемого подводного аппарата посредством лага для измерения скорости автономного необитаемого подводного аппарата относительно водной поверхности. При этом выполняют измерения гидрологических параметров посредством гидролокатора бокового обзора, профилографа, измерителей температуры и электропроводности, и скорости звука в морской среде, по измеренным глубинам восстанавливают рельеф местности путем построения деревьев Кронрода-Риба при сравнении измеренных значений глубин с эталонными значениями. При совпадении координат критических глубин вводят их для корректировки инерциальной навигационной системы автономного необитаемого подводного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано при проектировании инерциальных и интегрированных навигационных систем. Технический результат - повышение надежности. Для этого вычислитель начальных данных частью входов подключен к выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости и измерителя проекций вектора кажущегося ускорения, а его выходы соединены с входами вычислителя навигационных параметров и блока комплексирования информации. Остальные входы блока комплексирования информации соединены с одноименными входами вычислителя навигационных параметров и подключены непосредственно к выходам измерителя проекций кажущегося ускорения и к выходам блока обнаружения, локализации и компенсации отказа, две группы входов которого соединены соответственно с выходами измерителя проекций абсолютной угловой скорости и с выходами вспомогательного измерителя проекций абсолютной угловой скорости. Выходы системы непосредственно связаны с выходами блока комплексирования информации и вычислителя навигационных параметров. 1 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах мультимодальной навигации. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого информацию о маршруте получают с использованием первого и второго навигационных устройств. На первом устройстве получают информацию о пункте назначения, определяют навигационный маршрут передвижения до этого пункта назначения. При этом на разных участках маршрута предусмотрено использование разных видов передвижения и вывод маршрута, соответствующего одному виду передвижения. Устанавливают соединение первого устройства со вторым устройством. Получают информацию о событии, определяющем смену вида передвижения. Передают информацию о маршруте на второе устройство и выводят навигационный маршрут, соответствующий другому виду передвижения на втором устройстве. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах, в частности в гировертикалях, курсовертикалях и навигационных системах при измерении углов крена и тангажа подвижного объекта. Технический результат - повышение надежности. Для этого осуществляют измерение угловых скоростей и линейных ускорений, преобразование приращения углов крена и тангажа из связанной системы координат в инерциальную, вычисление и компенсацию ошибок определения углов крена и тангажа при допустимых для управления цифровой платформой значениях величин линейных ускорений в инерциальной системе координат, при этом обеспечена возможность выполнения вычисления и компенсации ошибок определения углов крена и тангажа при превышении допустимых для управления цифровой платформой значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат, за счет чего обеспечивается восстанавливаемость управления цифровой платформой после работы гировертикали в неуправляемом режиме, а это повышает надежность работы системы управления воздушным судном. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Предлагаемое техническое решение относится к устройствам для видеоконтроля водных акваторий с обеспечением регистрации нештатных ситуаций, связанных с движением судов по несанкционированным курсам или их нахождением в запретных зонах. Заявленное устройство содержит, по меньшей мере, одну поворотную видеокамеру видимого диапазона с Ethernet-интерфейсом и ПЗС-матрицей, устройства архивации и обработки видеоданных, обнаружения, идентификации и распознавания объектов операторов. При этом с целью постановки светящихся реперных точек, образующих опорную сетку для определения координат наблюдаемых объектов, дополнительно вводятся малогабаритные лазерные источники света. Технический результат - упрощение конструкции и повышение надежности эксплуатации при условии обеспечения возможности непрерывного определения географических координат объектов на водной поверхности контролируемой акватории. 1 ил.

Изобретение относится к навигационной технике, а именно к способам бесплатформенной инерционной навигации малогабаритных движущихся объектов. Способ бесплатформенной инерциальной навигации заключается в том, что на борту подвижного объекта устанавливают микромеханические гироскопы и акселерометры, ориентируют их оси чувствительности относительно трех ортогональных его осей, затем гироскопами измеряют проекции вектора угловых скоростей, акселерометрами - проекции вектора действующего ускорения на оси координат объекта, полученные выходные сигналы фильтруют и вычисляют навигационные параметры и параметры ориентации, введена последовательность действий, при этом на борту подвижного объекта устанавливают n тетрад микромеханических гироскопов и n тетрад микромеханических акселерометров, которые располагают осями чувствительности вдоль диагоналей куба одной механической базы, грани которой ориентируют параллельно ортогональным осям объекта, а измеренные выходные сигналы тетрад преобразуют в проекции сигналов, действующих на ортогональную систему координат объекта. Технический результат - снижение погрешностей измерения совокупности примененных в способе микромеханических чувствительных элементов. 1 ил.

Предложенное изобретение относится к навигационной технике наземных транспортных средств, летательных аппаратов и судов. Бесплатформенная аппаратура счисления координат содержит блок датчиков проекций абсолютной угловой скорости на оси системы координат транспортного средства (СК ТС), вычислитель проекций относительной угловой скорости на оси СК ТС, вычислитель проекций скорости изменения углов Эйлера Крылова (УЭК) на оси геодезической системы координат (ГСК), вычислитель приращений УЭК и вычислитель текущих значений УЭК, блок датчиков проекций скорости на оси СК ТС, соответствующим образом соединенные между собой. Предложенное изобретение направлено на увеличение точности счисления координат и устранение погрешностей координат, колеблющихся с частотой Шулера, причем одновременно уменьшается объем вычислений. 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого унифицированный навигационный комплекс ЛА содержит взаимосоединенные по цифровым каналам информационного обмена (КИО) комплект навигационно-пилотажных систем (НПС) и бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС), причем комплект НПС включает навигационно-пилотажные системы (НПС) различных физических принципов действия, такие как инерциальные навигационные системы и курсовертикали, системы воздушных сигналов, спутниковые навигационные системы, радиотехнические системы ближней и дальней навигации, доплеровские измерители путевой скорости, радиовысотомеры, системы визуальной коррекции, корреляционно-экстремальные навигационные системы и радиотехнические системы посадки, а БЦВС включает вычислительно-логические функциональные модули (ФМ) ввода-вывода информации, подготовки комплекса, первичной обработки информации, комплексной обработки информации, определения параметров Земли, определения навигационных параметров, расчета параметров ортодромии, преобразования координат, определения управляющих параметров, контроля комплекса, управления режимами работы комплекса, информационного обеспечения принятия решений и формирования выходных параметров, дополнен введенными в состав БЦВС ФМ сканирования и идентификации подключенных к КИО НПС, ФМ базы данных протоколов информационного взаимодействия НПС и ФМ унификации входной информации от НПС. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого использованы соединенные входами-выходами две инерциальные навигационные системы (ИНС1 и ИНС2), корректирующая система (КС), два фильтра комплексной обработки информации ИНС1, ИНС2 и КС, пульта управления и блока коммутации. При этом дополнительно введены блоки сравнения и анализа текущих параметров и погрешностей ИНС1 и ИНС2, блок памяти полетного задания, блок прогнозирования траектории и параметров полета, два блока прогнозирования погрешностей ИНС1, ИНС2 и два блока памяти. С помощью вновь введенных блоков моделируют полет ЛА от точки текущего местоположения ЛА до заданной точки маршрута или на заданный интервал времени. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого использованы взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, вычислительная система, включающая взаимосоединенные входами-выходами по магистрали вычислительного информационного обмена вычислительно-логические модули объединенной базы данных (ОБД), формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП), формирования отображаемой информации (ФОИ), формирования управляющих сигналов (ФУС), ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО). Комплексная система навигации и управления ЛА дополнительно снабжена введенными в состав вычислительной системы вычислительно-логическими модулями оценки положения ЛА относительно навигационной точки и формирования фиктивного угла сноса. 4 ил.

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 с инерциальной навигационной системой. Технический результат - повышение точности и надежности. Для этого селективный навигационный комплекс включает ИНС с одним выходом, приемник спутниковой навигационной системы с одним выходом, радиолокационную станцию 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.

Наверх