Отказоустойчивая интегрированная навигационная система с избыточным количеством измерителей угловой скорости

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 навигационной технике и может быть использовано при проектировании инерциальных и интегрированных навигационных систем.

Одними из основных требований к навигационным системам является их автономность, непрерывность, точность функционирования при достаточной надежности, обеспечивающей безопасность управления транспортным средством.

Известна система [1], которая содержит радиоприемник, соединенный через усилитель с антенной, а выходами подключенный к вычислителю местоположения навигационных спутников, подключенному другими входами к блоку начальной установки альманаха данных об орбитах спутников, а выходы этого вычислителя соединены с входами блока выделения радиовидимых спутников. Выходы этого блока подключены к входам блока выделения рабочего созвездия спутников, соединенного выходами с входами блока вычислителя местоположения потребителя. Кроме того, в систему входят измеритель проекций абсолютной угловой скорости, состоящий их трех ортогонально установленных лазерных гироскопов, измеритель проекций кажущегося ускорения, включающий три акселерометра, установленных по соответствующим осям лазерных гироскопов. Указанные измерители через блоки коррекции подключены к вычислителю навигационных параметров, выходы которого связаны через третий блок коррекции с выходами системы и с выходами дисплея, при этом часть выходов системы подключена к входам блока выделения радиовидимых спутников, а часть выходов вычислителя навигационных параметров подключена к первой группе входов анализатора достоверности информации, другая группа входов которого соединена с выходами блока вычисления местоположения потребителя. Выходы анализатора через блок ключей связаны с входами навигационного фильтра, первая группа выходов которого соединена соответственно с входами двух блоков коррекции, а вторая группа выходов подключена к входам третьего блока коррекции.

Известная система довольно точно решает задачу навигации в условиях надежного радиоконтакта с навигационными спутниками, но при этом не обеспечивает формирование выходных сигналов, полученных на основе только инерциальной информации. Расширенный состав выходных сигналов требуется, в частности, для обеспечения автономности и надежности функционирования системы в составе пилотажно-навигационного комплекса самолетов.

Наиболее близкой к предлагаемой системе по технической сущности является система [2], содержащая многоканальный радиоприемник, вход которого через усилитель связан с антенной, а его выходы подключены к первой группе входов вычислителя местоположения спутников, блок начальной установки альманаха данных о спутниках, подключенный выходами к второй группе входов вычислителя местоположения спутников, таймер, подключенный выходом к синхронизирующему входу вычислителя местоположения спутников, а его выходы соединены с входами блока выделения радиовидимых спутников, подключенного выходами к входам блока выбора рабочего созвездия спутников, выходы которого соединены с входами блока вычисления местоположения пользователя, а также измеритель проекций абсолютной угловой скорости и измеритель проекций вектора кажущегося ускорения, подключенные соответственно через корректор угловой скорости и корректор кажущегося ускорения к вычислителю навигационных параметров, в которую дополнительно введены блок комплексирования информации и вычислитель начальных данных, входы с первого по третий которого соединены с одноименными входами корректора угловой скорости и выходами измерителя проекций абсолютной угловой скорости, входы с четвертого по шестой соединены соответственно с выходами измерителя проекций вектора кажущегося ускорения и с входами с первого по третий корректора кажущегося ускорения, при этом вторая группа входов соединена с входами с четвертого по шестой корректора угловой скорости и подключена к выходам с тринадцатого по пятнадцатый блока комплексирования информации, а третьей группой из трех входов соединен с входами с семнадцатого по девятнадцатый блока комплексирования информации и подключен к выходам с первого по третий блока вычисления местоположения пользователя, остальные выходы которого с четвертого по шестой связаны с входами с двадцатого по двадцать второй блока комплексирования информации непосредственно, при этом выходы вычислителя начальных данных с четвертого по девятый связаны с второй группой входов из шести вычислителя навигационных параметров и с входами с десятого по пятнадцатый блока комплексирования информации, а выходы с первого по третий непосредственно связаны с входами с седьмого по девятый блока комплексирования информации, первая группа входов с первого по шестой которого соединена с одноименными входами вычислителя навигационных параметров, девять выходов которого соединены с одноименными выходами системы непосредственно, и подключена соответственно к трем выходам корректора угловой скорости и трем выходам корректора кажущегося ускорения, а шестнадцатый вход связан с выходом таймера, при этом выходы блока комплексирования информации с первого по третий соединены с второй группой входов блока выбора рабочего созвездия спутников, выходы с шестнадцатого по восемнадцатый подключены соответственно к входам с четвертого по шестой корректора кажущегося ускорения, а выходы с четвертого по двенадцатый соединены с выходами системы с десятого по восемнадцатый непосредственно.

Эта система решает задачу автономного определения местоположения пользователя в трехмерном пространстве с достаточной точностью, если имеет надежный радиоконтакт и достоверную информацию как минимум от четырех спутников выбранного рабочего созвездия, и обеспечивает формирование расширенного состава выходных сигналов, требуемых для пилотирования самолетом. Однако даже в случае частичного отказа измерителя угловой скорости, при котором информация хотя бы об одной проекции угловой скорости отсутствует либо становится недостоверной, вся система теряет свою функциональность и становится неработоспособной.

Задачей настоящего изобретения является повышение надежности системы в условиях возможного частичного отказа измерителя угловой скорости, при котором информация об одной проекции вектора скорости отсутствует либо не достоверна.

Для решения поставленной задачи предложена отказоустойчивая интегрированная навигационная система с избыточным количеством измерителей угловой скорости, содержащая блок спутниковой навигационной информации, вход которого через усилитель связан с антенной, вычислитель начальных данных, входы с первого по третий которого подключены к одноименным выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости, входы с четвертого по шестой подключены соответственно к выходам измерителя проекций вектора кажущегося ускорения и соединены с входами с четвертого по шестой вычислителя навигационных параметров, а второй группой из трех входов с седьмого по девятый соединен с входами с четырнадцатого по шестнадцатый блока комплексирования информации и подключен к выходам с второго по четвертый блока спутниковой навигационной информации, остальные выходы которого с пятого по седьмой связаны с входами с семнадцатого по девятнадцатый блока комплексирования информации непосредственно, при этом шесть выходов вычислителя начальных данных соединены с входами с седьмого по двенадцатый вычислителя навигационных параметров и с входами с седьмого по двенадцатый блока комплексирования информации, первая группа входов с первого по шестой которого соединена с одноименными входами вычислителя навигационных параметров, девять выходов которого соединены с одноименными выходами системы непосредственно, а тринадцатый вход блока комплексирования информации связан с первым выходом блока спутниковой навигационной информации непосредственно, при этом выходы блока комплексирования информации с первого по третий соединены с группой входов блока спутниковой навигационной информации, а выходы с четвертого по двенадцатый соединены с выходами системы с десятого по восемнадцатый непосредственно, в которую дополнительно введен вспомогательный измеритель проекций абсолютной угловой скорости, три выхода которого соединены с входами с четвертого по шестой блока обнаружения, локализации и компенсации отказа, первая тройка входов которого подключена к одноименным выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости и соединена с одноименными входами вычислителя начальных данных, а выходы с первого по третий соединены с одноименными входами вычислителя навигационных параметров и блока комплексирования информации.

На фиг. 1 приведена блок-схема предлагаемой системы. Алгоритм, реализованный в блоке обнаружения, локализации и компенсации отказа, описан далее по тексту. Остальные блоки предлагаемой системы реализуют алгоритмы прототипа.

В соответствии с фиг. 1 система содержит блок 1 спутниковой навигационной информации (БСНИ), связанный с антенной 2, выход которого соединен с группой входов вычислителя 3 начальных данных (ВНД) и блока 4 комплексирования информации (БКИ), а группа входов блока 1 спутниковой навигационной информации связана с частью выходов блока 4 комплексирования информации. Кроме того, вычислитель 3 начальных данных частью входов подключен к выходам измерителя 5 проекций абсолютной угловой скорости (ИПАУС) и измерителя 6 проекций вектора кажущегося ускорения (ИПВКУ), а его выходы соединены с входами вычислителя 7 навигационных параметров (ВНП) и блока 4 комплексирования информации. Остальные входы блока 4 комплексирования информации соединены с одноименными входами вычислителя 7 навигационных параметров и подключены непосредственно к выходам измерителя 6 проекций кажущегося ускорения и к выходам блока 8 обнаружения, локализации и компенсации отказа (БОЛКО), две группы входов которого соединены соответственно с выходами измерителя 5 проекций абсолютной угловой скорости и с выходами вспомогательного измерителя 9 проекций абсолютной угловой скорости (ВИПАУС). Выходы системы непосредственно связаны с частью выходов блока 4 комплексирования информации и выходами вычислителя 7 навигационных параметров.

Предлагаемая отказоустойчивая интегрированная навигационная система с избыточным количеством измерителей угловой скорости (ОИНСИКИУС) работает следующим образом.

В соответствии с прототипом исходной информацией для формирования выходных параметров ОИНСИКИУС являются сигналы с трех связанных с корпусом самолета и установленных ортогонально друг относительно друга гироскопов, входящих в состав измерителя 5 проекций абсолютной угловой скорости, и сигналы с трех аналогично расположенных акселерометров, входящих в измеритель 6 проекций вектора кажущегося ускорения. Для выполнения функции отказоустойчивости в систему дополнительно к прототипу включен вспомогательный измеритель 9 проекций абсолютной угловой скорости, содержащий три гироскопа более низкого класса точности, специальным образом расположенных относительно основных гироскопов, входящих в состав ИПАУС.

Сигналы с гироскопов, пропорциональные проекциям вектора абсолютной угловой скорости ω x , ω y , ω z , и сигналы с акселерометров, пропорциональные проекциям вектора кажущегося ускорения a x , a y , a z , поступают в вычислитель 3 начальных данных. Кроме того, сигналы с ИПАУС ω x , ω y , ω z , поступают в блок 8 обнаружения, локализации и компенсации отказа, где по алгоритму обнаружения, локализации и компенсации отказа обрабатываются совместно с сигналами ω i , ω j , ω k , пропорциональными проекциям вектора абсолютной угловой скорости и поступающими из ВИПАУС. В результате совместной обработки входных сигналов в БОЛКО вырабатываются сигналы ω x , ω y , ω z , имеющие смысл достоверных значений проекций вектора абсолютной угловой скорости, которые вместе с сигналами a x , a y , a z поступают в вычислитель 7 навигационных параметров и блок 4 комплексирования информации.

Алгоритм обнаружения, локализации и компенсации отказа состоит в следующем.

Пусть измерительные оси ИПАУС и ВИПАУС связаны между собой матрицей преобразования A = { a i j } i , j = 1,3 ¯ , которой соответствует кватернион поворота Q базиса ИПАУС к базису ВИПАУС.

Расчетное значение матрицы A (кватерниона Q) определено на этапе проектирования из условий наилучшей идентифицируемости отказавшего гироскопа. Точное значение матрицы A определяется в процессе заводской юстировки.

Поскольку гироскопические измерения мгновенной угловой скорости содержат высокий уровень шума, процедура обнаружения, локализации и компенсации отказа строится на интегральных критериях, позволяющих судить о параметрическом отказе гироскопа по накопленной погрешности определения ориентации.

В блоке БОЛКО по текущим измерениям ИПАУС ω x , ω y , ω z и текущим измерениям ВИПАУС ω i , ω j , ω k путем численного интегрирования кинематического уравнения вращения (см. [3]):

Λ ˙ = 1 2 Λ ω ¯ , (1)

где Λ - обобщенное обозначение кватерниона ориентации вращающегося базиса, а ω ¯ - обобщенное обозначение вектора угловой скорости в проекциях на вращающийся базис, вычисляются восемь кватернионов ориентации: четыре кватерниона ориентации базиса ИПАУС O 0 , O 1 , O 2 , O 3 и четыре кватерниона ориентации базиса ВИПАУС Д 0 , Д 1 , Д 2 , Д 3 . Перечисленные кватернионы различаются способом формирования вектора угловой скорости (табл.1), используемого при интегрировании кинематического уравнения (1).

Таблица 1

Обозначение кватерниона, вычисляемого по набору измерений Первая компонента угловой скорости
ω ¯
Вторая компонента угловой скорости
ω ¯
Третья компонента угловой скорости
ω ¯
О0 ω x ω y ω z
О1 a 11 ω i + a 12 ω j + + a 13 ω k ω y ω z
О2 ω x a 21 ω i + a 22 ω j + + a 23 ω k ω z
О3 ω x ω y a 31 ω i + a 32 ω j + + a 33 ω k
Д0 ω i ω j ω k
Д1 a 11 ω x + a 21 ω y + + a 31 ω z ω j ω k
Д2 ω i a 12 ω x + a 22 ω y + + a 32 ω z ω k
Д3 ω i ω j a 13 ω x + a 23 ω y + + a 33 ω z

Для сравнения кватернионов между собой кватернионы Д0, Д1, Д2, Д3 необходимо преобразовать по формуле Д i * = Q Д i , i = 0,3 ¯ .

При отсутствии отказов в ИПАУС и ВИПАУС кватернионы O j и Д i * , i , j = 0,3 ¯ совпадают.

Признаком параметрического отказа является превышение какого-либо параметра δ i j = 2 arcsin ( λ ¯ , λ ¯ ) , где λ ¯ - векторная часть кватерниона рассогласования L i j = Д ˜ i * O j , i , j = 0,3 ¯ некоторого порогового значения, которое устанавливается исходя из требований к системе (например, 2˚). Признаком аппаратного отказа является отсутствие информации от гироскопа.

При обнаружении отказа его локализация осуществляется в соответствии с таблицей 2. Кватернионы считаются равными, если соответствующий параметр δ i j лежит в пределах порогового значения.

Таблица 2

Критерии отказа: если выполняются условия Значения индексов, для которых выполняются критерии отказа Сигнал с не достоверной информацией
( Д 0 * = O i )  и ( O 0 = O j = O k ) i=1, j=2, k=3 ω x
i=2, j=3, k=1 ω y
i=3, j=1, k=2 ω z
( O 0 = Д i * )  и ( Д 0 * = Д j * = Д k * ) i=1, j=2, k=3 ω i
i=2, j=3, k=1 ω j
i=3, j=1, k=2 ω k

Локализация аппаратного отказа осуществляется по признаку отсутствия информации от гироскопа.

Процедура компенсации отказа проводится при обнаружении отказа с учетом его локализации в соответствии с таблицей 3.

Таблица 3

Сигнал с
недостоверной
информацией
Правило формирования ω x Правило формирования ω y Правило формирования ω z
ω x a 11 ω i + a 12 ω j + + a 13 ω k ω y ω z
ω y ω x a 21 ω i + a 22 ω j + + a 23 ω k ω z
ω z ω x ω y a 31 ω i + a 32 ω j + + a 33 ω k
ω i ω x ω y ω z
ω j ω x ω y ω z
ω k ω x ω y ω z

В ВНД поступают также сигналы, пропорциональные широте ϕ c , высоте h c и долготе λ c самолета из блока 1 спутниковой навигационной информации.

В ВНД осуществляется подготовка начальных данных для БКИ и ВНП, в результате чего формируются сигналы ϕ 0, h 0, λ 0 , пропорциональные значениям широты, высоты и долготы местоположения самолета, и сигналы ψ 0, θ 0, γ 0 , соответственно пропорциональные начальным значениям угла курса, тангажа и крена самолета.

В ВНП по сигналам, поступающим из БОЛКО и ИПВКУ, с учетом начальных данных, поступивших из ВНД, осуществляется оперативное вычисление навигационных параметров: углов ориентации самолета относительно географического меридиана ψ и плоскости местного горизонта θ , γ ; северной v N , вертикальной v h и восточной v E составляющих относительной скорости поступательного движения самолета, а также его географических координат ϕ , h , λ . Указанные параметры в виде соответствующих сигналов выдаются во внешние системы.

Принимаемые антенной 2 сигналы от навигационных спутников поступают в блок 1 спутниковой навигационной информации, куда также из БКИ поступают сигналы ^ ϕ , ^ h , ^ λ , пропорциональные географическим координатам самолета, полученным на основе инерциальных данных и соответствующим их априорной оценке в фильтре Калмана на момент прихода спутниковых сигналов. С учетом этих сигналов в блоке 1 осуществляется рациональный выбор рабочего созвездия спутников при количестве радиовидимых спутников, большем четырех, повышающий достоверность и точность последующих навигационных решений. В результате в БСНИ вырабатывается синхронизирующее время t и при наличии спутниковых сигналов вырабатываются сигналы, пропорциональные координатам самолета ϕ c , h c , λ c и его скорости v n , v h , v e . Все указанные сигналы поступают в БКИ для коррекции навигационных параметров. Кроме того, сигналы ϕ c , h c , λ c поступают в ВНД для начальной выставки самолета при включении системы.

Комплексирование инерциальной и спутниковой информации осуществляется в блоке 4 комплексирования информации, на вход которого поступают сигналы, пропорциональные достоверным значениям проекций угловой скорости из блока 8 обнаружения, локализации и компенсации отказа, кажущегося ускорения из измерителя 6 проекций вектора кажущегося ускорения, а также сигналы из блока 1 спутниковой навигационной информации о координатах и скорости самолета и сигнал времени для синхронизации инерциальной и спутниковой информации. После включения системы в блок 4 комплексирования информации одноразово поступают также сигналы из ВНД о местоположении самолета ϕ 0, h 0, λ 0 и ориентации самолета ψ 0, θ 0, γ 0 . Выходные сигналы БКИ формируются в соответствии с алгоритмом обобщенного фильтра Калмана, блок-схема которого приведена в прототипе, и включают в себя скорректированные значения местоположения самолета ϕ ^ , h ^ , λ ^ , скорости самолета v N ^ , v h ^ , v E ^ , ориентации самолета ψ ^ , θ ^ , γ ^ , выдаваемые во внешние системы. Кроме того, на выходе БКИ формируются спрогнозированные по инерциальным данным сигналы ^ ϕ , ^ h , ^ λ , которые поступают в БСНИ для оптимизации работы блока.

Таким образом, благодаря реализации в ОИНСИКИУС алгоритма обнаружения, локализации и компенсации отказа в информации измерителя проекций абсолютной угловой скорости на основе сравнения с измерениями вспомогательного измерителя проекций угловой скорости, специальным образом расположенного относительно осей ИПАУС, достигаются следующие преимущества. Снижается вероятность неконтролируемого отказа, поскольку избыточные измерения позволяют усовершенствовать средства встроенного контроля; при аппаратном или параметрическом отказе одного гироскопа и наличии спутниковой информации функциональность системы не сужается, а при кратковременном перерыве спутниковых измерений - быстро восстанавливается с появлением спутниковых данных; при аппаратном или параметрическом отказе одного гироскопа и длительном отсутствии спутниковой информации система длительное время и с требуемой точностью может выполнять функции датчика вертикали, тем самым обеспечивая отказоустойчивость системы в целом.

Источники информации

1. Патент РФ №2087867, G01C 23/00, 1993.

2. Заявка RU №2004111865, G01C 23/00, G01S 5/14, 2004 - прототип.

3. Бранец В.Н., Шмыглевский И.П. Применение кватернионов в задачах ориентации твердого тела. - М.: Наука, 1973. - 320 с.

Отказоустойчивая интегрированная навигационная система с избыточным количеством измерителей угловой скорости, содержащая блок спутниковой навигационной информации, вход которого через усилитель связан с антенной, вычислитель начальных данных, входы с первого по третий которого подключены к одноименным выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости, входы с четвертого по шестой подключены соответственно к выходам измерителя проекций вектора кажущегося ускорения и соединены с входами с четвёртого по шестой вычислителя навигационных параметров, а второй группой из трех входов с седьмого по девятый соединен с входами с четырнадцатого по шестнадцатый блока комплексирования информации и подключен к выходам с второго по четвёртый блока спутниковой навигационной информации, остальные выходы которого с пятого по седьмой связаны с входами с семнадцатого по девятнадцатый блока комплексирования информации непосредственно, при этом шесть выходов вычислителя начальных данных соединены с входами с седьмого по двенадцатый вычислителя навигационных параметров и с входами с седьмого по двенадцатый блока комплексирования информации, первая группа входов с первого по шестой которого соединена с одноименными входами вычислителя навигационных параметров, девять выходов которого соединены с одноименными выходами системы непосредственно, а тринадцатый вход блока комплексирования информации связан с первым выходом блока спутниковой навигационной информации непосредственно, при этом выходы блока комплексирования информации с первого по третий соединены с группой входов блока спутниковой навигационной информации, а выходы с четвертого по двенадцатый соединены с выходами системы с десятого по восемнадцатый непосредственно, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введен вспомогательный измеритель проекций абсолютной угловой скорости, три выхода которого соединены с входами с четвёртого по шестой блока обнаружения, локализации и компенсации отказа, первая тройка входов которого подключена к одноименным выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости и соединена с одноименными входами вычислителя начальных данных, а выходы с первого по третий соединены с одноименными входами вычислителя навигационных параметров и блока комплексирования информации.



 

Похожие патенты:

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.

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).

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 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, характеризуемое как способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных БИНС. Упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных упомянутых оценок поправок по условиям наблюдаемости и достоверности, причем оценки поправок, удовлетворяющие упомянутым критериям, и/или нулевые значения для оценок, не удовлетворяющих упомянутым критериям, вносят в качестве соответствующих оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, включая углы ориентации, определенные на этапе начальной выставки, непосредственно в момент отрыва ЛА от взлетно-посадочной полосы. Технический результат - повышение точности начальной выставки БИНС. 2 н. и 1 з.п. ф-лы.
Комплекс бортового оборудования содержит бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексный потолочный пульт, интегрированную систему сбора, контроля и регистрации полетной информации, систему управления общесамолетным оборудованием, систему управления комплексной системой управления, вычислительную часть маршевой силовой установки, общесамолетные системы с собственными вычислителями, подключенные к бортовой сети информационного обмена определенным образом. Бортовое радиоэлектронное оборудование содержит средства управления и индикации, вторичную систему, вычислительное ядро с шестью центральными вычислителями. Система управления общесамолетным оборудованием содержит два блока вычислителей-концентраторов, блок преобразования сигналов, блок защиты и коммутации. Система управления комплексной системой управления содержит два информационно-вычислительных комплекса. Вычислительная часть маршевой силовой установки содержит два блока управления и контроля. Общесамолетные системы с собственными вычислителями содержат контроллер системы энергоснабжения, пульт бортпроводника, контроллер системы кондиционирования воздуха, электронный блок управления вспомогательной силовой установки, контроллер системы основного и резервного питания, контроллер системы автоматического регулирования давления, контроллер системы противопожарной защиты. Все контроллеры, вычислители и блоки управления выполнены по разнородной архитектуре и подключены к бортовой сети информационного обмена. Обеспечивается безопасность полета пассажирского летательного аппарата.
Наверх