Способ отбора достоверной информации и идентификации отказов акселерометров и датчиков угловой скорости при шести измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе летательного аппарата

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.

 

Изобретение относится к области создания систем управления (СУ) летательных аппаратов (ЛА) с избыточным числом измерителей с идентификацией их отказов.

Известен способ отбора достоверной информации тракта акселерометров (АКС) в составе трех каналов по три грани в каждом канале. При этом оси чувствительности акселерометров одного канала коллинеарны [1].

Отбор достоверного значения кажущегося ускорения в каждом из каналов осуществляется взятием среднего по уровню показания акселерометров трех граней канала.

Недостатками известного способа являются:

1. Увеличение массы, габаритов и стоимости аппаратуры вследствие применения конфигурации, состоящей из девяти акселерометров;

2. Невысокий уровень защищенности от отказов. Тракт из девяти акселерометров сохраняет работоспособность при отказе измерителя любой одной грани из трех в одном канале, отказ второй грани в канале приводит к нарушению работоспособности системы.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ получения достоверной информации, реализованный в работе [2]. Технический результат данного патента - резервирование блока акселерометров, состоящего из семи датчиков, обеспечивающего безотказную работу тракта до двух отказов. Его недостатком по сравнению с предлагаемым способом является снижение точности выходной информации как результат формирования достоверного вектора по показаниям трех измерителей. Резерв повышения точности за счет избыточной информации исправных датчиков не используется.

Задачей изобретения является отбор достоверной информации и идентификация отказов акселерометров и датчиков угловой скорости (ДУС) при шести измерителях в каждом тракте бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), что позволяет обеспечивать ее безотказную работу, идентифицировать отказы с определением номера неисправного измерителя, формировать достоверные векторы кажущегося ускорения и угловой скорости, ближайшие к векторам, измеряемым исправными датчиками.

Технический результат достигается тем, что в способе отбора достоверной информации и идентификации отказов АКС и ДУС при шести измерителях в каждом тракте БИНС ЛА, 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 вычисляются при всех возможных комбинациях троек измерителей. По векторам в каждой группе рассчитывают средний вектор и показатель разброса векторов группы 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 ближайший к измеряемому в текущем цикле. Отказы измерителей тракта идентифицируют исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результатов сравнения с допуском модулей разности фактического и расчетного показаний двух измерителей, показания которых не использованы в расчете достоверного вектора. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности каждого из проверяемых измерителей. Если модули разности фактического и расчетного показаний не превышают допуск, определяемый погрешностью измерений, проверяемый измеритель считается исправным, в противном случае его маркируют как неисправный в текущем цикле с указанием номера.

Описание предлагаемого способа приведено ниже применительно к одному из рассматриваемых трактов под названием «измерительный тракт».

В качестве исходных данных используются показания измерителей и значения направляющих косинусов осей чувствительности измерителей тракта. Оси чувствительности любых трех измерителей должны быть некомпланарными.

Способ осуществляется следующим образом.

Производится циклический синхронный опрос акселерометров и датчиков угловой скорости, обеспечивающий идентичность векторов, вычисляемых по показаниям исправных измерителей.

Определяют векторы кажущегося ускорения и угловой скорости в цикле опроса показаний акселерометров и датчиков угловых скоростей, жестко связанных с корпусом летательного аппарата при шести измерителях в каждом тракте с использованием значений направляющих косинусов измерителей.

По показаниям измерителей в текущем цикле опроса вычисляют компоненты измеряемого вектора. Для всех возможных комбинаций измерителей решаются системы из трех линейных уравнений, составленных как скалярные произведения матрицы направляющих косинусов измерителей на искомый измеряемый вектор:

где:

- матрица направляющих косинусов осей чувствительности измерителей i, j, k;

bi, bj, bk - показания измерителей i, j, k;

- искомый вектор, определенный по показаниям измерителей i, j, k.

Минимальное количество измерителей в каждом тракте, обеспечивающее безотказную работу БИНС до двух отказов равно шести.

Число возможных векторов, рассчитанных по тройкам измерителей, равно числу сочетаний из шести по три, C 6 3 = 20 в е к т о р о в .

Полученные 20 векторов распределяют по группам, каждая группа состоит из четырех векторов, рассчитанных по показаниям четырех из шести измерителей. Так, первая группа включает векторы 345, 346, 356, 456. Измерители с номерами 1 и 2 в расчете векторов первой группы не используются.

Число групп по четыре вектора, равно числу сочетаний из шести по четыре, C 6 4 = 15 г р у п п . Состав групп с указанием номеров неиспользуемых измерителей представлен в приложении в таблице.

В каждой группе определяют средний вектор группы и показатель разброса векторов группы относительно среднего.

Так, средний вектор группы 1 тракта определяется как

Соответствующий показатель разброса записывается следующим образом:

Работоспособность измерительного тракта сохраняется, если:

a) все измерители исправны;

b) неисправен один измеритель;

c) неисправны два измерителя.

Достоверный вектор тракта в текущем цикле находят в результате выполнения следующих действий:

1. Из полного состава групп (пятнадцати) находят группу, содержащую минимальный показатель разброса и средний вектор этой группы.

2. Сокращают состав групп до четырнадцати исключением из первоначального полного состава групп группы с первым найденным минимальным показателем разброса, выделяют группу с минимумом показателя разброса из четырнадцати групп и соответствующий средний вектор.

3. Сокращают состав групп до тринадцати исключением из состава групп по п. 2 группы, содержащей минимальный показатель разброса из четырнадцати групп, находят группу с минимумом показателя разброса из тринадцати групп и средний вектор этой группы.

4. Вычисляют модули разностей между достоверным вектором предыдущего цикла и каждым из трех средних векторов, определенных пп. 1, 2, 3.

5. Из трех модулей разностей выбирают минимальный модуль. Средний вектор, который использован при формировании минимального модуля, принимают за достоверный вектор в текущем цикле.

Достоверный вектор предыдущего цикла представляет собой достоверный вектор, вычисленный по показаниям измерителей в текущем цикле и записанный в память вычислителя, предназначенную для размещения информации, необходимой для расчета достоверного вектора по показаниям измерителей в следующем цикле.

В качестве начальных условий достоверного вектора предыдущего цикла используют значения компонент гравитационного вектора и вектора вращения Земли в точке старта ЛА или в точке проведения испытаний аппаратуры.

Действия по пп. 1÷5 обеспечивают отбор достоверного вектора текущего цикла во всех случаях «a», «b», «c», в том числе при двух отказах с показаниями неисправных измерителей, коррелированными со значениями направляющих косинусов осей чувствительности измерителей. В последнем случае возможно появление двух и трех групп, показатели разброса которых близки к нулю, но только в одной из них, векторы которой рассчитаны по показаниям исправных измерителей, средний вектор близок к измеряемому вектору и принимается за достоверный вектор тракта в текущем цикле. Векторы одной или двух других указанных групп с нулевыми значениями показателей разброса вычислены по показаниям двух исправных и двух неисправных измерителей, их средние векторы содержат некорректную информацию и должны быть исключены из претендентов быть достоверными векторами в текущем цикле, что и выполняется в результате действий по пп. 2÷5.

Таким образом, отбор достоверного вектора тракта из шести измерителей с работой до двух отказов выполняется по одному правилу без учета особенностей показаний измерителей.

Идентификация отказов измерителей осуществляется исходя из исправности четырех измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результатов сравнения с допуском модулей разности фактического и расчетного показаний каждого из двух проверяемых измерителей. Расчетные показания определяют как проекции достоверного вектора текущего цикла на оси чувствительности проверяемых измерителей, а допуск определяется инструментальными погрешностями датчиков. Если модуль разности меньше допуска, проверяемый измеритель считается исправным, в противном случае его маркируют как неисправный в текущем цикле с указанием номера.

Предлагаемый способ отбора достоверной информации и идентификации отказов дополнен решением, направленным на повышение живучести БИНС за счет возможного продолжения функционирования при возникновении нерасчетных нештатных ситуаций с одновременным отказом трех измерителей тракта. Данная задача решается выделением из двадцати векторов тракта единственного вектора, полученного обработкой показаний трех измерителей. С этой целью выполняются следующие действия:

6. Вычисленный в соответствии с п. 5 достоверный вектор текущего цикла сравнивают с достоверным вектором предыдущего цикла. Если модуль разности векторов превышает допуск, установленный исходя из максимально возможного изменения модуля измеряемого вектора по траектории полета, то это означает факт числа отказов в тракте, большего двух. В таком случае продолжение функционирования БИНС возможно, если число отказов не превышает трех.

7. Аналогично п. 6 последовательно сравнивают с допуском по п. 6 векторы тракта. Сравнение происходит до тех пор, пока среди векторов тракта не будет выявлен вектор, модуль разности которого с достоверным вектором предыдущего цикла меньше указанного допуска. Если искомый вектор выявлен, его принимают за достоверный вектор текущего цикла и заменяют этим вектором вектор, отобранный в соответствии с п. 5. В качестве неисправных маркируют измерители, показания которых не использованы в расчете компонент выявленного вектора.

Технический результат предлагаемого изобретения состоит в следующем:

1. Обеспечение безотказной работы БИНС при минимальном количестве измерителей кажущегося ускорения и угловой скорости при одном и двух отказах.

2. Идентификация отказов с указанием номеров неисправных измерителей.

3. Формирование в результате отбора достоверных векторов кажущегося ускорения и угловой скорости, ближайших к векторам, измеряемым исправными датчиками. Этому способствует:

- оптимальный бездопусковый отбор показаний всех исправных датчиков с повышением точности за счет избыточности информации возможных комбинаций троек измерителей;

- фильтрация некорректной выходной информации при выдаче двумя неисправными датчиками показаний, коррелированных со значениями направляющих косинусов измерителей.

4. Осуществление отбора достоверной информации только на основании показаний акселерометров и ДУСов и значений направляющих косинусов измерителей, без применения внешних данных и результатов точностных расчетов, что способствует упрощению вычислительных процедур при реализации предлагаемого способа.

5. Пригодность данного способа отбора достоверной информации для дефектации неисправных измерителей при проведении предполетных испытаний аппаратуры БИНС.

6. Предотвращение аварии ЛА при отказе трех измерителей тракта.

Работоспособность предлагаемого решения подтверждена результатами моделирования с использованием реальной телеметрической информации, записанной в полете ЛА с акселерометров, установленных на корпусе ЛА. Моделирование проведено при штатной работе и с имитацией отказов аппаратуры.

Таким образом, заявлен способ отбора достоверной информации и идентификации отказов акселерометров и датчиков угловой скорости при шести измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе летательного аппарата, основанный на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых должны быть некомпланарными, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей.

Отличительной особенностью способа является то, что векторы кажущегося ускорения и угловой скорости вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают по четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам в каждой группе рассчитывают средний вектор и показатель разброса относительно среднего вектора. Находят группу с минимальным показателем разброса из показателей разброса всех групп тракта в текущем цикле. 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 с минимальными показателями разброса 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. Значения компонент достоверного вектора текущего цикла записывают в память вычислителя. Отказы измерителей идентифицируют, исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результатов сравнения с допуском модулей разностей фактического и расчетного показаний двух измерителей, показания которых не использованы в расчете достоверного вектора. При этом расчетные показания определяют как проекции достоверного вектора на оси чувствительности каждого из двух проверяемых измерителей. Если модуль разности фактического и расчетного показаний не превышает допуск, определяемый погрешностью измерений, проверяемый измеритель считается исправным, в противном случае его маркируют как неисправный в текущем цикле с указанием номера.

Литература

1. «Системы наведения» под ред. Л.А. Майбороды и В.М. Миронова, МО СССР, 1986 г., стр. 294-295.

2. «Устройство резервирования акселерометров в системе управления (СУ)», патент RU 2142645 С1 авторов Иванушкина С.В., Кончагина А.А., Нижегородова Л.А.

Способ отбора достоверной информации и идентификации отказов акселерометров и датчиков угловой скорости при шести измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе летательного аппарата, основанный на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых должны быть некомпланарными, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, отличающийся тем, что векторы кажущегося ускорения и угловой скорости вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей, полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают по четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей, по векторам в каждой группе рассчитывают средний вектор и показатель разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса из показателей разброса всех групп тракта в текущем цикле, 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 с минимальными показателями разброса 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, значения компонент достоверного вектора текущего цикла записывают в память вычислителя, отказы измерителей идентифицируют, исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результатов сравнения с допуском модулей разностей фактического и расчетного показаний двух измерителей, показания которых не использованы в расчете достоверного вектора, при этом расчетные показания определяют как проекции достоверного вектора на оси чувствительности каждого из двух проверяемых измерителей, если модуль разности фактического и расчетного показаний не превышает допуск, определяемый погрешностью измерений, проверяемый измеритель считают исправным, в противном случае его маркируют как неисправный в текущем цикле с указанием номера.



 

Похожие патенты:

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.

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).

Изобретение относится к области навигации движущихся объектов. Достигаемый технический результат - повышение точности навигации.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области автоматизированных систем. Технический результат - сокращение времени на получение от судов гидрографической информации, необходимой для корректировки электронных навигационных карт (ЭНК), и доведение ЭНК до судов в условиях отсутствия сотовой связи, а также повышение достоверности ЭНК, обусловленной оперативностью их актуализации. Система содержит аппаратно-программные комплексы (АПК) региональных центров, связанные по средствам спутниковой радиосвязи с АПК удаленной передачи ЭНК, которые по средствам радиосвязи Wi-Fi связаны с автоматизированными рабочими местами (АРМ) пользователей и АПК источников гидрографической информации. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области навигации и топопривязки, в частности к способам спутниковой навигации и контроля качества навигационных полей космических навигационных систем ГЛОНАСС и GPS, формирования корректирующей информации и анализа ее качества. Способ анализа качества формирования и передачи дифференциальных поправок по запросу от топопривязчика потребителю включает прием спутниковой навигационной информации, проведение коррекции навигационной информации, поступающей от навигационных космических аппаратов, выполняемой в режиме контрольно-корректирующей станции, имеющей собственное программно-математическое обеспечение, выдачу выходных параметров навигации и корректирующей информации по сигналам навигационных космических аппаратов внешним потребителям по автономному каналу передачи данных, анализ качества корректирующей информации в режиме самотестирования контрольно-корректирующей станции, проведение анализа и оценки качества формирования топопривязчиком дифференциальных поправок для космических навигационных систем ГЛОНАСС и GPS и передачи их по запросу потребителю предполагает выполнение сравнения точности определения координат местоположения потребителя дифференциальных поправок с помощью аппаратуры спутниковой навигации при отсутствии дифференциальных поправок и с ними. Технический результат - формирование способа анализа качества формирования и передачи дифференциальных поправок по запросу от топопривязчика потребителю, обеспечивающего оценку режима работы навигационной аппаратуры топопривязчика и связанных с ним потребителей ГЛОНАСС/GPS в заданном районе с прецизионной точностью местоопределения, формирования корректирующей информации, включающей дифференциальные поправки и контроль качества сформированных дифференциальных поправок, качества сбора и обработки измерительной, навигационной и другой информации для выполнения топопривязчиком задач по назначению качества автоматизированной передачи данных по автономному каналу передачи данных. 2 ил.

Изобретение относится к области обработки и предоставления пользователю информации об объектах, а именно к генерированию и представлению информации о множестве точек интереса. Технический результат заключается в более компактном отображении наиболее значимой информации, что обеспечивает пользователю возможность более быстрого ориентирования в полученных данных. Для этого на сервере осуществляют получение карточки первой точки интереса и карточки второй точки интереса, каждая из которых включает в себя предопределенный набор параметров, описывающих соответствующий объект, и получение из каждой карточки множества параметров, включающего параметры местоположения и описательные параметры. Далее осуществляют расчет количественного показателя близости первой и второй точек интереса, указывающего на потенциальную возможность ассоциирования этих точек интереса, и в ответ на превышение количественным показателем близости порогового значения близости создают комплексную точку интереса. Комплексной точке интереса присваивают, хотя бы частично, информацию из информационной карточки одной из точек интереса, определенной как главная точка интереса. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области навигации и может быть использовано при построении различных систем локации, предназначенных для навигации летательных аппаратов (ЛА). Достигаемый технический результат - повышение быстродействия навигации ЛА за счет оперативной обработки получаемой информации Указанный результат достигается за счет того, что способ навигации заключается в использовании эталонной карты местности, составленной до начала движения ЛА, выборе участка местности (мерный участок) эталонной карты, составлении текущей карты - измерением параметров мерного участка с помощью радиоволн с накоплением результатов однолучевых измерений высоты и увеличением размеров квадрата неопределенности в направлении движения ЛА в пределах мерного участка, сравнении полученных значений мерного участка текущей и эталонных карт, вычислении сигнала коррекции траектории движения по трем координатам эталонной карты на базе определения разности результатов измерений высоты, запоминании результатов измерений высоты, а также заключается в повторном вычислении сигнала коррекции при использовании координатной сетки со значительно меньшим шагом, который будет определять точность вычисления сигнала коррекции траектории движения ЛА, и последующем управлении движением ЛА путем коррекции их местоположения по мере прохождения мерного участка. 5 ил.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Указанный результат достигается за счет: - расширения традиционной модели ошибок инерциальной навигационной системы (ИНС) и включения в нее системы из трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений 1-го порядка, описывающих изменение координат местоположения ИНС относительно доплеровского измерителя скорости (ДИСС) в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП); - корректного формирования сигналов измерения, матрицы наблюдения и модели сообщения с использованием соотношений, связывающих ошибки счисления основной тройки навигационных параметров с малыми углами рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС. Высокая точность оценивания скоростных ошибок и углов ухода реальной ГП ИНС позволяет реализовать эффективную коррекцию навигационной и пилотажной информации и из двух потенциально равноточных ИНС определить ту, угловая информация которой наиболее приемлема для пилотирования и решения боевых и специальных задач. 4 ил.

Изобретение относится к области навигации движущихся объектов и может быть использовано при построении различных систем локации, предназначенных для определения местоположения движущихся объектов (ДО), управления их движением и обеспечения навигации ДО. Достигаемый технический результат - повышение точности навигации. Указанный результат достигается за счет того, что 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 одной плоскости, и излучаемых в виде лучей, из которых первым излучают центральный, а потом - левый и правый боковые относительно центрального, при этом центральный луч перпендикулярен направлению движения движущихся объектов, плоскость лучей повернута вокруг центрального луча на угол равный 45 градусов относительно направления движения движущихся объектов, определяют разности результатов многолучевых измерений наклонных дальностей, определяют углы эволюции движущихся объектов по азимуту, крену и тангажу в динамике на основе анализа значений спектра доплеровских частот, возникающих при измерениях дальностей по каждому лучу, причем для анализа значений доплеровских частот используют массив значений средних доплеровских частот для каждого строба дальности по каждому лучу, полученный по измерениям спектров доплеровских частот для каждого луча, значение и знак углов азимута, крена и тангажа при каждом цикле измерений дальностей определяют изменением положения измеренного массива средних доплеровских частот относительно массива средних доплеровских частот, соответствующего нулевым значениям углов азимута, крена и тангажа, сравнивают значения плановых координат текущей и эталонной карт, вычисляют слагаемые показателя близости для всех возможных положений движущегося объекта, проводят поиск экстремума показателя близости, вычисляют высоты движущихся объектов в координатах мерного участка в точке определения местоположения движущихся объектов в плановых координатах мерного участка, 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. 10 ил.

Изобретение относится к навигационному приборостроению и может найти применение в системах ориентирования подвижных объектов на основе применения спутниковых систем навигации. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого в способе с помощью мобильного устройства определяют начальную точку или вводят информацию о начальной точке маршрута, а также в вводят информацию о конечной точке маршрута и прокладывают маршрут по навигационной электронной карте, от спутников принимают на модуль приема и обработки сигналов навигационные информационные сообщения о координатах, обрабатывают информацию о продвижении пользователя по маршруту и при возникновении необходимости изменения направления следования в соответствии с проложенной картой маршрута или при отклонении пользователя от заданного маршрута и возникновении необходимости корректировки направления его перемещения на блок управления вибротактильными излучателями подается команда, в соответствии с которой формируется сигнал управления на тот вибротактильный излучатель, вибрация которого сигнализирует пользователю о необходимости изменения направления движения на направление, соответствующее коду вибротактильного излучателя. Блок ориентирования пользователя представляет собой носитель вибротактильных излучателей, в котором размещены модуль приема/передачи данных, использующий технологии беспроводной связи, вибротактильные излучатели, задающие код направления движения, блок управления вибротактильными излучателями на основе обработки информации, поступающей от модуля приема/передачи данных, а также источник питания и разъем для осуществления зарядки источника питания. При этом применение вибротактильного эффекта обеспечивает навигацию без звуковых оповещений и без визуального отслеживания по карте на дисплее правильности следования по выбранному маршруту. В результате предлагаемый способ и реализующее его устройство могут быть использованы людьми с ограниченными возможностями по зрению. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу для определения навигационных данных и устройству для осуществления этого способа. В способе для определения навигационных данных с помощью первого навигационного устройства (310) определяют результаты измерения углов ориентации. Далее, инициализируют второе навигационное устройство (320) с помощью результатов измерения углов ориентации, определенных первым навигационным устройством (310). В оба навигационных устройства от датчикового блока поступают результаты измерения угловой скорости и ускорения для определения результатов измерения углов ориентации. В этом процессе вероятность создания ошибочных результатов измерения углов ориентации первым навигационным устройством (310) ниже заданной частоты появления ошибок углов ориентации, а вероятность создания ошибочных результатов измерения углов ориентации вторым навигационным устройством (320) выше заданной частоты появления ошибок углов ориентации. Если один из определенных результатов измерения углов ориентации отклоняется от соответствующего опорного значения углов ориентации на значение, которое больше заданного значения допуска углов ориентации, то имеет место ошибочное измерение углов ориентации. Техническим результатом изобретения является обеспечение данных об истинном курсе и углах ориентации после фазы инициализации и ориентирования навигационной системы с требуемой точностью и целостностью. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области создания систем управления летательных аппаратов, преимущественно к способам получения достоверной информации и диагностики работоспособности акселерометров и датчиков угловой скорости 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, 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.

Наверх