Способ управления бесплатформенной гировертикалью и устройство для его реализации



Способ управления бесплатформенной гировертикалью и устройство для его реализации
Способ управления бесплатформенной гировертикалью и устройство для его реализации
Способ управления бесплатформенной гировертикалью и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2574379:

Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") (RU)

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.

 

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.

Известны бесплатформенные навигационные системы, гировертикали и курсовертикали, с радиальной коррекцией, описанные в патентах RU 2380656 С1 и RU 2382988 С1, в которых для обеспечения вычисления углов тангажа и крена с необходимой точностью во всех режимах движения объекта используется дополнительная информация о параметрах движения объекта от других источников информации - системы воздушных сигналов или спутниковой навигационной системы. Основным недостатком таких систем является их не автономность и большой объем вычислений, требующий вычислителей большой мощности.

Известны бесплатформенные гировертикали с радиальной коррекцией, в которых по показаниям датчиков угловых скоростей с помощью цифровой вычислительной платформы определяется положение летательного объекта в инерциальной системе координат, а восстановление местной вертикали при движении объекта по сфере Земли осуществляется в виде радиальной коррекции - управления положением цифровой платформы по показаниям акселерометров, измеряющих составляющие ускорения силы тяжести при равномерном движении объекта. При этом компенсируется и скорость вращения Земли и дрейф датчиков угловых скоростей [1-3].

Основным недостатком таких гировертикалей является большая погрешность в определении углов крена и тангажа при разгонах и торможениях подвижного объекта, так как в этом случае акселерометры измеряют кажущееся ускорение, включающее в себя как составляющую от ускорения силы тяжести, так и составляющую ускорения от внешних сил (разгонных двигателей, центростремительных сил при координированных разворотах и виражах), воздействующих на подвижный объект.

Прототипом заявленного изобретения является способ управления бесплатформенной гировертикалью, включающий 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, и устройство для реализации этого способа (RU 2348903 С1, фиг. 1), содержащее трехосный блок датчиков угловых скоростей, трехосный блок датчиков линейных ускорений, блок цифровой платформы, блок вычисления углов крена и тангажа, блок перерасчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную систему координат, блок управления цифровой платформой с возможностью отключения управления цифровой платформой при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и включения управления цифровой платформой при уменьшении линейных ускорений в инерциальной системе координат до значений, допустимых для управления цифровой платформой.

При таком способе управления при разгонах и торможениях объекта, координированных разворотах и виражах вследствие отключения обратной связи по управлению происходит нарастание ошибок определения углов крена и тангажа, вызванных движением объекта по сфере Земли, вращением Земли и дрейфом датчиков угловых скоростей. Накопленные угловые погрешности могут достигать такой величины, что после окончания разгона или разворота подвижного объекта и перехода в прямолинейное равномерное движение значения линейных ускорений в инерциальной системе координат будет превышать допустимые для управления, и система управления не восстановится. Произойдет так называемый «завал» цифровой платформы гировертикали.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является достижение такого технического результата, как обеспечение восстанавливаемости управления цифровой платформой после окончания работы гировертикали в неуправляемом режиме, с достижением такого технического результата, как повышение надежности работы системы управления воздушным судном, путем исключения вероятности отказа гировертикали.

Указанный технический результат достигается способом управления бесплатформенной гировертикалью, включающем 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 дополнительно введена возможность выполнения вычислений и компенсации ошибок определения углов крена и тангажа при превышении предельно допустимых для управления значений линейных ускорений в инерциальной системе координат.

Кроме того, вычисление и компенсацию ошибок определения углов крена и тангажа при превышении допустимых для управления цифровой платформой значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат начинают с момента превышения допустимых для управления цифровой платформой значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и прекращают в момент уменьшения линейных ускорений в инерциальной системе координат до значений, допустимых для управления цифровой платформой.

Также заявленный технический результат достигается бесплатформенной гировертикалью с радиальной коррекцией, содержащей трехосный блок датчиков угловых скоростей, трехосный блок датчиков линейных ускорений, блок цифровой платформы, блок вычисления углов крена и тангажа, блок перерасчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную систему координат, блок управления цифровой платформой с возможностью отключения управления цифровой платформой при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и включения управления цифровой платформы при достижении допустимых для управления значений линейных ускорений в инерциальной системе координат. Дополнительно введены блок приведения цифровой платформы для вычисления и компенсации ошибок положения цифровой платформы при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и блок включения приведения цифровой платформы таким образом, что вход блока включения приведения цифровой платформы соединен с выходом блока датчиков линейных ускорений, а вход блока приведения цифровой платформы соединен с выходом блока включения приведения цифровой платформы и с выходом блока пересчета линейных ускорений из связанной в инерциальную систему координат, при этом выход блока приведения цифровой платформы и выход блока управления цифровой платформой соединены с входом блока цифровой платформы.

Фиг. 1 - график управления цифровой платформой при значениях величин линейных ускорений в инерциальной системе координат, допустимых для управления положением цифровой платформы, с возможностью отключения управления цифровой платформой при превышении допустимых для управления значений линейных ускорений в инерциальной системе координат и включения цифровой платформы при уменьшении линейных ускорений в инерциальной системе координат до допустимых для управления цифровой платформой значений (интервал работы прототипа).

Фиг. 2 - график приведения цифровой платформы из области превышения допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат в область допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат (интервал работы заявленного изобретения).

Фиг. 3 - структурно-функциональная блок-схема бесплатформенной гировертикали с радиальной коррекцией.

Способ управления бесплатформенной гировертикалью включает 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 дополнительно введена 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 соответственно повышается надежность работы системы управления воздушным судном.

Кроме того, вычисление и компенсацию ошибок определения углов крена и тангажа цифровой платформы при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат начинают с момента превышения допустимых для управления цифровой платформой значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и прекращают в момент уменьшения линейных ускорений в инерциальной системе координат до значений, допустимых для управления цифровой платформой, что позволяет повысить надежность работы гировертикали, а следовательно, и безопасность полета.

Для реализации заявленного способа в бесплатформенную гировертикаль с радиальной коррекцией, содержащей трехосный блок датчиков угловых скоростей 2, трехосный блок датчиков линейных ускорений 1, блок цифровой платформы 3, блок вычисления углов крена и тангажа 6, блок перерасчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную систему координат 4, блок управления цифровой платформой с возможностью отключения управления цифровой платформой при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и включения управления цифровой платформой при уменьшении линейных ускорений в инерциальной системе координат до значений, допустимых для управления цифровой платформой 5. Дополнительно введены блок приведения цифровой платформы 8 для компенсации ошибок положения цифровой платформы при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и блок включения приведения цифровой платформы 7 таким образом, что вход блока включения приведения цифровой платформы 7 соединен с выходом блока датчиков линейных ускорений 1, а вход блока приведения цифровой платформы 8 соединен с выходом блока включения приведения цифровой платформы 7 и с выходом блока пересчета линейных ускорений 4 из связанной в инерциальную систему координат, при этом выход блока приведения цифровой платформы 8 и выход блока управления цифровой платформой 5 соединены с входом блока цифровой платформы 3.

Заявленные способ и устройство работают следующим образом.

Информация об угловых скоростях в связанной системе координат по трем ортогональным осям летательного объекта передается из трехосного блока микромеханических датчиков угловых скоростей 2 фиг. 3 в блок 3 цифровой платформы, в котором производится преобразование приращения углов в связанной системе координат в инерциальную и расчет углового положение цифровой платформы в виде коэффициентов aN матрицы направляющих косинусов. Коэффициенты матрицы направляющих косинусов передаются в блок 4 пересчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную и в блок 6 вычисления углов тангажа и крена.

В блоке 6 вычисления углов тангажа и крена по коэффициентам матрицы направляющих косинусов рассчитываются углы крена (γ) и тангажа (ϑ) летательного объекта в инерциальной системе координат.

Информация о линейных ускорениях в связанной системе координат по трем ортогональным осям летательного объекта передается из трехосного блока микромеханических акселерометров 1 (линейных ускорений) в блок 4 пересчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную и блок 7 включения приведения цифровой платформы.

В блоке 4 пересчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную по информации об угловом положении цифровой платформы, поступающей из блока 3 цифровой платформы в виде матрицы направляющих косинусов в виде коэффициентов aN матрицы направляющих косинусов, производится пересчет линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную систему координат.

Результаты расчета в виде проекций ускорений на инерциальные оси Аху передаются в блок 5 управления цифровой платформой и блок 8 приведения цифровой платформы.

В блоке 5 управления цифровой платформой реализуется закон управления цифровой платформой (фиг. 1) с расчетом угловой скорости ω x , y y , корректирующей положение цифровой платформы в блоке 3 цифровой платформы в виде матрицы направляющих косинусов по перекрестным инерциальным осям:

где ky - коэффициент усиления сигнала управления.

Если углы крена и тангажа, рассчитанные по показаниям гироскопов, не содержат ошибок, и по связанным осям не действуют линейные ускорения ax11,z1=0, то Ах>у=0, а следовательно, и корректирующий сигнал обратной связи ωx,y=0.

Если же углы крена и тангажа определены с ошибкой, вызванной, например, дрейфом гироскопов или угловой скоростью облета вокруг Земли, то проекции ускорений на инерциальные оси не будут равны нулю Ах,у≠0. В результате, в блоке 5 управления цифровой платформой будет сформирован корректирующий сигнал, с помощью которого в блоке 3 цифровой платформы в виде матрицы направляющих косинусов будет скомпенсирована ошибка углового положения цифровой платформы.

Действие линейных ускорений по связанным осям летательного объекта ax1,y1,z1≠0 также будет вызывать появление в блоке 4 пересчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную по инерциальным осям Ax,y, а следовательно, и сигналы обратной связи.

Однако в этом случае они будут не компенсировать ошибки определения углового положения цифровой платформы, а, наоборот, создавать их.

Величина допустимого значения Ax,y≤Ад определяется заданными ошибками определения углов крена и тангажа.

При больших линейных ускорениях, когда Ax,y становится равной или больше Ад, обратная связь системы управления разрывается - . В этот момент ошибки определения углов крена и тангажа будут возрастать из-за дрейфа гироскопов и скорости облета Земли.

При исчезновении линейных ускорений, вызванных разгонными двигателями летательного аппарата или виражами и координированными разворотами, величина накопленной ошибки определения углов, определяемая величиной Ax,y, может оказаться больше допустимой (Ax,yд), что не позволит включиться обратной связи в блоке 5 управления цифровой платформой. Произойдет несанкционированный «завал» цифровой платформы гировертикали.

Приведение цифровой платформы в область линейных ускорений по инерциальным осям Ax,yд осуществляется следующим образом.

В блоке 7 включения приведения цифровой платформы по информации, поступающей из трехосного блока акселерометров, анализируется величина, действующих по связанным осям линейных ускорений в виде:

где сумма квадратов текущих значений линейных ускорений, действующих по связанным осям; - сумма квадратов линейных ускорений, действующих по связанным осям в момент первоначального включения гировертикали при неподвижном объекте.

При в блоке 7 включения приведения цифровой платформы вырабатывается признак С, передаваемый в блок 8 приведения цифровой платформы и разрешающий при С=0 или запрещающий при С=1 включение блока 8 приведения цифровой платформы в область значений Ax,y, допустимых для управления цифровой платформой; δ=(Δα/ΜΑ0)2 - коэффициент, характеризующий допустимую по техническому заданию для работы системы управления гировертикалью величину линейных ускорений Δα, действующих по связанным осям.

По сигналу С=0 и поступающему из блока 4 пересчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную значению Ax,y в блоке 8 приведения цифровой платформы вырабатывается угловая скорость приведения цифровой платформы в зону управления:

где kп - коэффициент усиления сигнала приведения.

Выработанный в блоке 8 приведения цифровой платформы сигнал приведения передается в блок 3 цифровой платформы, где осуществляется компенсация накопленных ошибок определения углов крена и тангажа путем соответствующего поворота цифровой платформы.

Приведение осуществляется по закону, представленному на фиг. 2. То есть приведение осуществляется при любом значении Ax,yД. Но при Ax,yд блок приведения 8 отключается, а включается блок 5 управления цифровой платформой.

Таким образом, использование заявленного изобретения обеспечит восстановление работоспособности гировертикали после отключения системы управления, вызванного действием по связанным осям недопустимых для управления величин линейных ускорений.

В результате использования заявленного изобретения повысится надежность работы гировертикали и, как следствие, безопасность полета.

1. Гироскопические системы, ч.II. Гироскопические приборы и системы. Под ред. Д.С. Пельпора. Учебное пособие для вузов по специальности «Гироскопические приборы и устройства». М., «Высшая школа», 1971, с. 488 (Механические гировертикали с радиальной коррекцией).

2. Браславский Д.А., Логунов С.С., Пельпор Д.С. Авиационные приборы и автоматы Изд. 3-е перераб. и доп. М., машиностроение, 1978, с. 432.

3. Машнин М.Н. Компенсация ускорений, действующих на систему ориентации на борту малоразмерного беспилотного летательного аппарата, Сборник трудов конференции молодых ученых «Навигация и управление движением». 13-16 марта 2012 г. С-Петербург.

1. Способ управления бесплатформенной гировертикалью, включающий 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, отличающийся тем, что дополнительно введена возможность выполнения вычислений и компенсации ошибок определения углов крена и тангажа при превышении допустимых для управления цифровой платформой значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что вычисление и компенсацию ошибок определения углов крена и тангажа цифровой платформы при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат начинают с момента превышения допустимых для управления цифровой платформой значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и прекращают в момент уменьшения линейных ускорений в инерциальной системе координат до значений, допустимых для управления цифровой платформой.

3. Бесплатформенная гировертикаль, содержащая трехосный блок датчиков угловых скоростей, трехосный блок датчиков линейных ускорений, блок цифровой платформы, блок вычисления углов крена и тангажа, блок перерасчета линейных ускорений из связанной системы координат в инерциальную систему координат, блок управления цифровой платформой с возможностью отключения управления цифровой платформой при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и включения управления цифровой платформой при уменьшении линейных ускорений в инерциальной системе координат до значений, допустимых для управления цифровой платформой, отличающаяся тем, что дополнительно введены блок приведения цифровой платформы для компенсации ошибок положения цифровой платформы при превышении допустимых для управления значений величин линейных ускорений в инерциальной системе координат и блок включения приведения цифровой платформы таким образом, что вход блока включения приведения цифровой платформы соединен с выходом блока датчиков линейных ускорений, а вход блока приведения цифровой платформы соединен с выходом блока включения приведения цифровой платформы и с выходом блока пересчета линейных ускорений из связанной в инерциальную систему координат, при этом выход блока приведения цифровой платформы и выход блока управления цифровой платформой соединены с входом блока цифровой платформы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах мультимодальной навигации. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано при проектировании инерциальных и интегрированных навигационных систем. Технический результат - повышение надежности.

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.

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