Комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата

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 комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата, состоящая из наземной системы подготовки полетного задания (СППЗ) для ЛА и бортового навигационного комплекса (НК) ЛА, связь между которыми осуществляется посредством переносного носителя данных (ПНД) типа универсальной флэш-карты, причем СППЗ состоит из универсального устройства записи информации на ПНД и универсальных интерфейсных устройств, соединенных входами-выходами с электронным блоком (ЭБ), а НК состоит из взаимосоединенных по каналу информационного обмена (КИО) устройства считывания информации с ПНД, комплекта многофункциональных индикаторов, комплекта пилотажно-навигационных систем, бортовой радиотехнической системы связи и бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС), которая отличается тем, что в состав ЭБ дополнительно введены вычислительно логический функциональный модуль (ВЛФМ) формирования графического образа траектории произвольной формы (ТПФ) и ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ на несколько прямолинейных микротраекторий (ПМТ), а в состав БЦВС дополнительно введен второй ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ. При этом точки взаимосоединения ПМТ при полете по ТПФ используются в системе как навигационные точки, эквивалентные по свойствам "стандартным" навигационным точкам из основного маршрута полета. Введение дополнительных блоков обеспечивает расширение функциональных возможностей системы и соответственно ЛА за счет повышения степени автоматизации процессов управления ЛА при полете по траекториям произвольной формы. 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного приборостроения.

Известны способы и комплексные бортовые навигационные системы ЛА, реализующие полет ЛА по маршруту. Различные аспекты функционирования бортового оборудования ЛА при полете по маршруту, а также описание некоторых из систем, реализующих процедуры подготовки к полету ЛА по маршруту и обеспечивающих управление ЛА при полете по маршруту, приведены в следующих работах:

1. Батенко А.П. Управление конечным состоянием движущихся объектов, М.: Советское радио, 1977. 256.

2. Воробьев Л.М. Воздушная навигация, М.: Машиностроение, 1984. 256.

3. Система планирования и подготовки полетных заданий тактической группы самолетов. Патент РФ на изобретение №2147141. ОАО "РПКБ", 1999.

4. Комплексная система подготовки и навигации ЛА. Патент РФ на изобретение №2434202. ОАО "РПКБ", 2010.

5. Устройство управления траекторией ЛА при полете по маршруту. Патент РФ на изобретение №2444044. ОАО "РПКБ", 2010.

6. Комплексная система навигации и управления ЛА. Патент РФ на изобретение №2481558. ОАО "РПКБ", 2011.

7. Усовершенствованная система планирования полетного задания. Сб. "Новости зарубежной науки и техники", ГОСНИИАС, №11, 1992, с. 11-15.

8. Рогожин В.О. и др. Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов (на украинском языке), К.: НАУ, 2005. 316.

В работах [1, 2, 8] описаны различные теоретические и практические аспекты управления ЛА при полете по маршруту. В патенте [3] и работе [7] описаны наземные системы подготовки полетного задания (СППЗ) для ЛА. В патентах [4, 5, 6] описаны бортовые системы, обеспечивающие полет ЛА по маршруту в соответствии с полетным заданием.

Одной из функций СППЗ является планирование и построение маршрута полета ЛА из исходного пункта маршрута в конечный пункт маршрута в виде последовательности заданных координатами геодезических навигационных точек, соединенных пространственными прямолинейными траекториями. Параметры этого маршрута могут передаваться на борт ЛА при подготовке к вылету посредством переносного носителя данных (ПНД) или по соответствующим каналам информационного взаимодействия наземной и бортовой аппаратуры. Параметры маршрута могут также формироваться экипажем и на борту ЛА с помощью соответствующих бортовых информационно-управляющих систем, например многофункциональных пультов-индикаторов, или передаваться на борт ЛА по соответствующим каналам связи непосредственно в процессе полета.

Учитывая цели предлагаемого изобретения, а также для большей определенности, в дальнейшем тексте заявки считается, что основным оборудованием, с помощью которого формируется и попадает в бортовые базы данных ЛА маршрут полета, являются СППЗ и ПНД.

С учетом целей предлагаемого изобретения считаем, что наиболее близким к нему по технической сущности является устройство, описанное одновременно в книгах [2] (главы 6 и 7), [8] (глава 5, разделы 7.8, 7.9 и 8.1) и патентах [3, 4, 6]. С учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков данное устройство выбирается в качестве прототипа.

Устройство-прототип состоит из наземной системы подготовки полетного задания (СППЗ) и бортового навигационного комплекса (НК), связь между которыми осуществляется посредством переносного носителя данных, причем СППЗ состоит из универсального устройства записи информации на ПНД, универсального видеомонитора и комплекта универсальных устройств управления, соединенных входами-выходами с электронным блоком, включающим взаимосоединенные входами-выходами по универсальной магистрали информационного обмена вычислительно-логический функциональный модуль (ВЛФМ) базы данных картографической информации, ВЛФМ базы данных аэронавигационной информации, ВЛФМ интерактивного формирования маршрута полета, ВЛФМ формирования полетного задания и ВЛФМ записи полетного задания на ПНД, а НК состоит из взаимосоединенных входами-выходами по каналу информационного обмена устройства считывания информации с ПНД, комплекта многофункциональных индикаторов, комплекта навигационно-пилотажных систем, бортовой радиотехнической системы связи и бортовой цифровой вычислительной системы, включающей взаимосоединенные входами-выходами по бортовой магистрали информационного обмена ВЛФМ объединенной базы данных, ВЛФМ формирования навигационно-пилотажных параметров, ВЛФМ формирования отображаемой информации, ВЛФМ формирования управляющих сигналов, ВЛФМ ввода-вывода и управления информационным обменом.

На чертеже (см. фиг. 1) представлена блок-схема устройства-прототипа, на которой обозначены:

1. система подготовки полетного задания (СППЗ);

2. навигационный комплекс (НК);

3. переносной носитель данных (ПНД);

4. универсальное устройство записи информации на ПНД (УЗ);

5. универсальный видеомонитор (ВМ);

6. комплект универсальных устройств управления (УУ);

7. электронный блок (ЭБ);

8. универсальная магистраль информационного обмена (УМИО);

9. ВЛФМ базы данных картографической информации (БДКИ);

10. ВЛФМ базы данных аэронавигационной информации (БДАНИ);

11. ВЛФМ интерактивного формирования маршрута полета ЛА (ФМП);

12. ВЛФМ формирования полетного задания (ФПЗ);

13. ВЛФМ записи полетного задания на ПНД (ЗПЗ);

14. канал информационного обмена (КИО);

15. устройство считывания информации с ПНД (УС);

16. комплект многофункциональных индикаторов (МФИ);

17. комплект навигационно-пилотажных систем (НПС);

18. бортовая радиотехническая система связи (БРСС);

19. бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС);

20. бортовая магистраль информационного обмена (БМИО);

21. ВЛФМ объединенной базы данных (ОБД);

22. ВЛФМ формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП);

23. ВЛФМ формирования отображаемой информации (ФОИ);

24. ВЛФМ формирования управляющих сигналов (ФУС);

25. ВЛФМ ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО).

Пунктирные связи на чертеже между блоками 4-3-15 обозначают процедуру перемещения ПНД 3 из наземного УЗ 4 в бортовое УС 15 и обратно. Кроме этого на чертеже обозначена пунктиром непронумерованная и не входящая в состав устройства наземная радиотехническая система связи (НРСС), в которой предусмотрена возможность получения и передачи по эфиру на борт ЛА кодированной информации для корректировки полетного задания.

Система-прототип функционирует следующим образом.

СППЗ 1, которая является наземной частью устройства, обеспечивает планирование и построение маршрута полета ЛА. СППЗ 1 содержит комплект универсальных устройств управления 6 (клавиатура, манипуляторы различного типа), универсальный видеомонитор 5, универсальное устройство записи информации на ПНД 4 и электронный блок 7, который включает в себя взаимосвязанные по УМИО 8 ВЛФМ БДКИ 9, ВЛФМ БДАНИ 10, ВЛФМ ФМП 11, ВЛФМ ФПЗ 12 и ВЛФМ ЗПЗ 13.

Электронный блок 7 является вычислительной системой, при этом все входящие в его состав ВЛФМ исполнены по стандартным вычислительным схемам на основе процессоров и запоминающих устройств.

Сама процедура планирования и построения маршрута полета осуществляется оператором на основе целевого задания на полет путем интерактивного взаимодействия с ВЛФМ БДКИ 9 и ВЛФМ БДАНИ 10 из состава ЭБ 7 посредством УУ 6 и ВМ 5.

Параметры этого маршрута передаются в бортовую часть устройства при подготовке к вылету посредством ПНД 3. ПНД 3 является носителем полетных заданий с долговременной репрограммируемой памятью (типа стандартных флеш-карт).

Информационная взаимосвязь всего оборудования НК 2, который является бортовой частью устройства, осуществляется по КИО 14, включающему электрические, механические, электромеханические связи.

Введенное в ПНД 3 полетное задание ЛА - исходные данные для бортового оборудования, параметры навигационных точек на маршруте, параметры возможных аэродромов базирования и другие данные, через УС 15 и КИО 14 поступают на вход БЦВС 19, а затем через БМИО 20 и ВЛФМ ВВУИО 25 в ВЛФМ ОБД 21.

Параметры маршрута могут также формироваться или корректироваться экипажем непосредственно на борту ЛА с помощью комплекта МФИ 16.

Комплект МФИ 16 содержит "n" многофункциональных индикаторов с цветными жидкокристаллическими экранами.

Комплект НПС 17 включает инерциальные навигационные системы, спутниковые навигационные системы, системы воздушных сигналов и другие системы, измеряющие параметры полета ЛА, которые с входа-выхода НПС 17 через КИО 14 поступают на вход-выход БЦВС 19 и через БМИО 20 и ВЛФМ ВВУИО 25 в ВЛФМ ФНПП 22, ВЛФМ ФОИ 23, ВЛФМ ФУС 24.

БРСС 18 обеспечивает обмен кодированной информацией между наземными пунктами управления и ЛА, в том числе данными, обеспечивающими, при необходимости, оперативное изменение полетного задания ЛА.

ВЦВС 19 является вычислительной системой, при этом все ВЛФМ, входящие в состав ВЦВС 19, исполнены по стандартным вычислительным схемам на основе процессоров и запоминающих устройств.

ВЛФМ ВВУИО 25 через вход-выход осуществляет прием, преобразование и передачу данных во взаимодействующее оборудование через вход-выход БЦВС 19 по КИО 14. Другой вход-выход ВЛФМ ВВУИО 25 подключен к БМИО 20, осуществляющей информационный обмен между всеми ВЛФМ БЦВС 19.

ВЛФМ ОБД 21 выполнен на стандартном долговременном запоминающем устройстве, хранящем данные, поступившие с ПНД 3.

В ВЛФМ ФИНН 22 осуществляется комплексная обработка информации от НПС 17 и ВЛФМ ОБД 21 и формируются текущие навигационно-пилотажные параметры ЛА, поступающие по БМИО 20 в ВЛФМ ФОИ 23 и ВЛФМ ФУС 24.

В ВЛФМ ФОИ 23 по данным, полученным по БМИО 20 от ВЛФМ ОБД 21, ВЛФМ ФНПП 22, ВЛФМ ФУС 24 и от взаимодействующего оборудования через КИО 14 и ВЛФМ ВВУИО 25, формируются обобщенные мнемокадры функциональной, цифробуквенной информации, совмещенной с представлением многофункционального пульта управления. Сформированные мнемокадры изображений с входа-выхода ВЛФМ ФОИ 23 через БМИО 20, ВЛФМ ВВУИО 25 и КИО 14 поступают в МФИ 16 для отображения на экранах с целью принятия экипажем решений по работе с оборудованием НК 2 через обрамляющие экраны многофункциональных индикаторов органов управления (сенсорные кнопки, кнопки-клавиши).

В ВЛФМ ФУС 24 по координатам НТ из ВЛФМ ОБД 21 определяют параметры линий заданного пути (ЛЗП) маршрута, представляющих собой прямые линии кратчайшего расстояния между НТ. По текущим координатам ЛА из ВЛФМ ФНПП 22 и параметрам ЛЗП определяют заданный курс ЛА ψЗ, обеспечивающий полет ЛА по заданному маршруту.

В соответствии с рассогласованием между текущим курсом ЛА ψИ и ψЗ в ВЛФМ ФУС 24 формируется сигнал заданного крена, который используется для управления ЛА для маневра в боковой плоскости. После того, как текущий курс ЛА ψИ сравняется с заданным курсом ψЗ и вектор скорости ЛА будет направлен на НТ, крен ЛА становится равным нулю, и ЛА летит на НТ.

Таким образом, ЛА летит в направлении текущей НТ из заданного маршрута. После пролета НТ происходит смена НТ. В соответствии с полетным заданием из ВЛФМ ОБД 21 выбирается очередная НТ, которая становится текущей, а бывшая текущая НТ становится предыдущей. По координатам предыдущей и текущей НТ и определяются параметры очередной ЛЗП.

Однако, как показывает практика эксплуатации современных ЛА, построение маршрута, состоящего только из прямолинейных траекторий, не всегда и не в полной мере соответствует требованиям по безопасности выполнения полетов. Во многих случаях, например при полете на малой высоте в горных условиях или выполнении взлета или захода на посадку вблизи городских агломераций, единственно возможная траектория полета ЛА имеет сложную геометрическую форму.

Геометрические схемы возможных траекторий полета в горизонтальной плоскости при выполнении взлета или захода на посадку регламентируются соответствующими документами по управлению полетами в зоне соответствующего аэродрома и осуществляются, как правило, в ручном режиме под контролем диспетчера соответствующего центра по управлению полетами с использованием информации от угломерно-дальномерных радиотехнических навигационных систем типа VOR/DME.

Целью предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей системы и соответственно ЛА за счет повышения степени автоматизации процессов управления ЛА при полете по траектории, имеющей сложную геометрическую форму.

Достижение поставленной цели в предлагаемом изобретении предлагается путем дополнения системы блоками, обеспечивающими включение в маршрут полета траекторий произвольной геометрической формы (ТПФ) с последующей декомпозицией ТПФ непосредственно на борту ЛА, или, предварительно, в составе СППЗ, на несколько взаимосоединенных прямолинейных микротраекторий (ПМТ), количество которых, а также их длину и направление определяют из условия нахождения точек взаимосоединения ПМТ непосредственно на исходной ТПФ, а также из условия о предельно допустимом боковом отклонении ЛА от исходной ТПФ.

С учетом только значимых для изобретения признаков, достижение указанной цели обеспечивается тем, что комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата, состоящая из наземной системы подготовки полетного задания (СППЗ) и бортового навигационного комплекса (НК), связь между которыми осуществляется посредством переносного носителя данных (ПНД), причем СППЗ состоит из универсального устройства записи информации на ПНД, универсального видеомонитора и комплекта универсальных устройств управления, соединенных входами-выходами с электронным блоком (ЭБ), включающим взаимосоединенные входами-выходами по универсальной магистрали информационного обмена (УМИО) вычислительно-логические функциональные модули (ВЛФМ) базы данных картографической информации (БДКИ), ВЛФМ базы данных аэронавигационной информации (БДАНИ), ВЛФМ интерактивного формирования маршрута полета ЛА (ФМП), ВЛФМ формирования полетного задания и ВЛФМ записи полетного задания на ПНД, а НК состоит из взаимосоединенных входами-выходами по каналу информационного обмена (КИО) устройства считывания информации с ПНД, комплекта многофункциональных индикаторов, комплекта навигационно-пилотажных систем, радиотехнической системы связи и бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС), включающей взаимосоединенные входами-выходами по бортовой магистрали информационного обмена (БМИО) ВЛФМ объединенной базы данных (ОБД), ВЛФМ формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП), ВЛФМ формирования отображаемой информации (ФОИ), ВЛФМ формирования управляющих сигналов (ФУС), ВЛФМ ввода-вывода и управления информационным обменом, дополнительно снабжена введенным в состав ЭБ ВЛФМ формирования графического образа пространственной траектории произвольной формы (ТПФ) и ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ, взаимосоединенными по УМИО с ВЛФМ БДКИ, ВЛФМ БДАНИ и ВЛФМ ФМП, а также введенным в состав БЦВС второго ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ, взаимосоединенным по БМИО с ВЛФМ ОБД, ВЛФМ ФНПП, ВЛФМ ФОИ и ВЛФМ ФУС.

На фигурах 2 и 3 представлены рисунки, иллюстрирующие примеры траекторий, полет по которым обеспечивает предлагаемая система. Рисунки иллюстрируют геометрические схемы декомпозиции ТПФ, соединяющих две НТ из маршрута полета, на несколько ПМТ.

На рисунке фиг. 2 проиллюстрирована декомпозиция траектории входа в зону аэропорта Колката (Индия) с направления 122°. В качестве HTi используется геодезическая точка входа в зону аэропорта. В качестве следующей точки HTi+1 используется геодезическая точка, в которой должно происходить переключение бортовых систем индикации и управления ЛА в режим ПОСАДКА по данным от бортовой посадочной системы ILS.

На рисунке фиг. 3 проиллюстрирована декомпозиция траектории ЛА при облете горных препятствий.

Известно, что основной целью полета ЛА по маршруту является пролет всего маршрута с максимально возможной точностью, т.е. обеспечение на всем маршруте минимального отклонения ЛА от заданной траектории. Как видно из рисунков на фигурах 2 и 3, в изобретении, для того чтобы отклонение ПМТ от ТПФ не превышало заданного значения бокового отклонений ЛА от ТПФ, при декомпозиции ТПФ на ПМТ предлагается осуществлять учет меняющейся кривизны ТПФ.

На чертеже (см. фиг. 4) представлена блок-схема предлагаемого устройства, содержащего:

1. систему подготовки полетного задания (СППЗ);

2. навигационный комплекс (НК);

3. переносной носитель данных (ПНД);

4. универсальное устройство записи информации на ПНД (УЗ);

5. универсальный видеомонитор (ВМ);

6. комплект универсальных устройств управления (УУ);

7. электронный блок (ЭБ);

8. универсальную магистраль информационного обмена (УМИО);

9. ВЛФМ базы данных картографической информации (БДКИ);

10. ВЛФМ базы данных аэронавигационной информации (БДАНИ);

11. ВЛФМ интерактивного формирования маршрута полета ЛА (ФМП);

12. ВЛФМ формирования полетного задания (ФПЗ);

13. ВЛФМ записи полетного задания на ПНД (ЗПЗ);

14. канал информационного обмена (КИО);

15. устройство считывания информации с ПНД (УС);

16. комплект многофункциональных индикаторов (МФИ);

17. комплект навигационно-пилотажных систем (НПС);

18. бортовую радиотехническую систему связи (БРСС);

19. бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС);

20. бортовую магистраль информационного обмена (БМИО);

21. ВЛФМ объединенной базы данных (ОБД);

22. ВЛФМ формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП);

23. ВЛФМ формирования отображаемой информации (ФОИ);

24. ВЛФМ формирования управляющих сигналов (ФУС);

25. ВЛФМ ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО);

26. ВЛФМ формирования графического образа пространственной траектории произвольной формы (ФГОТПФ);

27. ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ (ДГОТПФ);

28. второй ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ (ДГОТПФ2).

Пунктирные связи на чертеже между блоками 4-3-15 обозначают процедуру перемещения ПНД 3 из наземного УЗ 4 в бортовое УС 15 и обратно.

Логика функционирования предлагаемой системы в ее ограничительной части соответствует вышеприведенному описанию системы-прототипа.

Вновь введенные в состав системы блоки обеспечивают системе дополнительные свойства и функционируют следующим образом.

Оператор, при необходимости, на основе целевого задания на полет, с учетом динамических свойств ЛА и его систем автоматического управления, в процессе интерактивного взаимодействии, посредством УУ 6 и ВМ 5, с ВЛФМ ФГОТПФ 26 формирует графический образ ТПФ, соединяющей две "стандартные" навигационные точки из маршрута полета.

Эта процедура выполняется путем рисования ТПФ оператором на экране ВМ 5 с помощью УУ 6 на фоне электронной карты местности, выведенной на экран ВМ 5 из ВЛФМ БДКИ 9. В случаях построения траектории посадки или взлета, ее графический образ извлекается напрямую из ВЛФМ Б ДАНИ 10.

Сформированный графический образ ТПФ поступает в ВЛФМ ФПЗ 12, а затем в составе общего полетного задания через ЗПЗ 13 поступает в УЗ 4 и записывается в ПНД 3. После переноса ПНД 3 на борт ЛА графический образ ТПФ в составе общего полетного задания через УС 15, КИО 14, ВЛФМ ВВУИО 25 поступает в БД 21.

На борту ЛА, при необходимости осуществления полета по ТПФ, экипаж вызывает из ОБД 21 на МФИ 16 карту соответствующей местности, вызывает из ОБД 21 и накладывает на карту графический образ ТПФ, а затем в режиме интерактивного взаимодействия с ВЛФМ ДГОТПФ2 28 производит декомпозицию ТПФ на несколько ПМТ переменной длины. Координаты точек взаимного соединения ПМТ передаются через БМИО 20 в ОБД 21, где запоминаются для дальнейшего использования в качестве "стандартных" НТ.

В некоторых ситуациях, например на ЛА с одним членом экипажа, проведение процедуры декомпозиции графического образа ТПФ непосредственно на борту ЛА не всегда представляется возможным. Для этих случаев в предлагаемой системе предусмотрена возможность проведения процедуры декомпозиции графического образа ТПФ на ПМТ в составе СППЗ 1.

В составе СППЗ 1, при необходимости осуществления полета по ТПФ, оператор вызывает из ФПЗ 12 уже сформированное полетное задание, извлекает из него графический образ ТПФ, который накладывает на электронную карту соответствующей местности на ВМ 5, а затем в режиме интерактивного взаимодействия с ВЛФМ ДГОТПФ 27 производит декомпозицию ТПФ на несколько ПМТ переменной длины. Координаты точек взаимного соединения ПМТ передаются через УМИО 8 в ВЛФМ ФПЗ 12, где включаются в состав полетного задания в качестве "стандартных" НТ.

В простейшем случае декомпозиция графического образа ТПФ как в составе НК 2, так и в составе СППЗ 1, может быть произведена оператором соответственно на МФИ 16 или ВМ 5 путем выбора, с учетом соответствующих критериев, точек взаимосоединения ПМТ и "скалыванием" с изображения карты местности координат этих точек.

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.

Комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата, состоящая из наземной системы подготовки полетного задания (СППЗ) и бортового навигационного комплекса (НК), связь между которыми осуществляется посредством переносного носителя данных (ПНД), причем СППЗ состоит из универсального устройства записи информации на ПНД, универсального видеомонитора и комплекта универсальных устройств управления, соединенных входами-выходами с электронным блоком (ЭБ), включающим взаимосоединенные входами-выходами по универсальной магистрали информационного обмена (УМИО) вычислительно-логический функциональный модуль (ВЛФМ) базы данных картографической информации (БДКИ), ВЛФМ базы данных аэронавигационной информации (БДАНИ), ВЛФМ интерактивного формирования маршрута полета ЛА (ФМП), ВЛФМ формирования полетного задания и ВЛФМ записи полетного задания на ПНД, а НК состоит из взаимосоединенных входами-выходами по каналу информационного обмена (КИО) устройства считывания информации с ПНД, комплекта многофункциональных индикаторов, комплекта навигационно-пилотажных систем, радиотехнической системы связи и бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС), включающей взаимосоединенные входами-выходами по бортовой магистрали информационного обмена (БМИО) ВЛФМ объединенной базы данных (ОБД), ВЛФМ формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП), ВЛФМ формирования отображаемой информации (ФОИ), ВЛФМ формирования управляющих сигналов (ФУС), ВЛФМ ввода-вывода и управления информационным обменом, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена введенным в состав ЭБ ВЛФМ формирования графического образа пространственной траектории произвольной формы (ТПФ) и ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ, взаимосоединенными по УМИО с ВЛФМ БДКИ, ВЛФМ БДАНИ и ВЛФМ ФМП, а также введенным в состав БЦВС второго ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ, взаимосоединенным по БМИО с ВЛФМ ОБД, ВЛФМ ФНПП, ВЛФМ ФОИ и ВЛФМ ФУС.



 

Похожие патенты:

Изобретение предназначено для использования в летательном аппарате в условиях ограниченной видимости, в частности, при выполнении спасательных операций, операций вблизи земли и т.д.

Изобретение относится к области пилотажно-навигационных систем транспортного летательного аппарата. Цифровая пилотажно-навигационная система транспортно-летательного аппарата, содержащая аппаратуру текущих пилотажных навигационных параметров для измерения курса, углов крена, тангажа, инерциальных скоростей (ИС-1), (ИС-2), воздушной скорости, барометрической высоты (СВС), относительной высоты от радиовысотомера (РВ), для определения координат посредством инерциальных радиосистем, блок коммутации (БК), цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ПП) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), также дополнительно включает спутниковую навигационную систему (СНС), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), выполнен первый и второй автоматические навигаторы (АН).
Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Технический результат - расширение функциональных возможностей.
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.
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.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей.

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.

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.

Группа изобретений относится к способу построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантным по отношению к маневрированию объекта и инерциальной системе. Для построения инерциальных систем вводят внешнюю информацию об углах наклона объекта относительно вертикали, полученную путем двойного интегрирования угловых ускорений и коррекции углов по сигналам датчика эталонного угла. Инерциальная система содержит датчик угловой скорости, акселерометр, датчик угла наклона относительно вертикали, два интегратора, три масштабирующих устройства, регулируемое звено, соединенные определенным образом. Датчик угла наклона относительно вертикали содержит датчик эталонного угла, измеритель текущих углов, суммирующее устройство, устройство сравнения, вычислитель начальных условий, выключатель, соединенные определенным образом. Обеспечивается невозмущаемость инерциальной системы без привлечения внешней информации о линейной скорости объекта. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого оценивание и «прогноз» параметров движения цели осуществляют в проекциях на оси инерциальной системы координат, что приводит к поканальной декомпозиции уравнений относительного движения цели, вследствие чего, вместо модели 9-го порядка, получают три структурно идентичных и несвязанных между собой канала. Синтезированные на их основе три фильтра-идентификатора формируют полный массив оптимальных оценок, которые используют в качестве начальных условий, в более эффективной по сравнению с прогнозом процедуре оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности. В результате обеспечиваются упрощение используемой в режиме привязки процедуры оптимального оценивания и прогноза и реализация альтернативной прогнозу и унифицированной с режимом привязки процедуры оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности для обеспечения повышения точности и эффективности решения боевой задачи. 6 ил.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат изобретения - повышение точности и быстродействия оптимального оценивания и коррекции всех измеряемых инерциальной навигационной системой (ИНС) навигационных и пилотажных параметров в обеспечение эффективного решения навигационных, боевых и специальных задач. Способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям спутниковой навигационной системы заключается в том, что используют традиционную процедуру оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего сигналы измерения оптимального фильтра-идентификатора формируют посредством сравнения одноименных географических координат местоположения и горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) ИНС, сформированных по измерениям спутниковой навигационной системы (СНС), а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270 секунд прямолинейного горизонтального полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» гироплатформы и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом сам прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС - географических координат местоположения и составляющих абсолютной линейной скорости, реализуют в разомкнутой схеме ИНС, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок параметров состояния ИНС. При этом модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения относительно антенного блока (АБ) СНС и представляют их в виде системы трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в скоростные сигналы измерения кинематические составляющие относительной скорости движения ИНС, а при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС с погрешностями выдерживания вертикали αx, αy и углом αz азимутального ухода ГП ИНС с точностью до величин второго порядка малости относительно таких параметров, как Δϕ, Δλ, αх, αy, αz, обеспечивают определение текущих значений элементов матриц сообщения и наблюдения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе отображения полетной информации. Для отображения полетной информации отслеживают текущее местоположение самолета на заданной траектории полета, определяют текущий момент времени для текущего местоположения самолета на траектории, обеспечивают плановое время нахождения самолета в текущем положении, вычисляют и отображают отклонение планового и текущего времени, обеспечивают рекомендуемую путевую скорость, вычисляют и отображают отклонение текущей путевой скорости от рекомендованной. Система для отображения полетной информации содержит устройство хранения траектории полета, блок определения местоположения, блок таймера, процессор, дисплей, блок определения путевой скорости, датчики воздушной скорости и курса. Обеспечивается точность отображения информации для отслеживания траектории полета. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для восстановления фактических (опытных) параметров движения при проведении летных испытаний летательного аппарата (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого на основе телеметрической информации о работе бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС) и бортовой аппаратуры спутниковой навигации (БАСН), а также данных о координатах точки падения ЛА и моменте встречи ЛА с земной поверхностью апостериорно определяют поправки, согласующие измеренные и расчетные данные, на основании которых восстанавливают параметры движения (поступательного и вращательного) на атмосферном участке полета ЛА. При этом обеспечивают высокоточное определение фактических (опытных) параметров (поступательного и вращательного) движения атмосферного участка траектории полета. 2 ил.

Изобретение относится к области измерительных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение точности оценивания и краткосрочного прогноза параметров движения цели на основе субоптимальной процедуры ее углового сопровождения в обеспечение эффективного применения неуправляемых авиационных средств поражения (АСП). Для этого оценивание и прогноз параметров цели осуществляют в проекциях на оси лучевой системы координат. Выбор указанной системы координат не случаен, так как позволяет эффективно реализовать и привязку к цели, и модифицированный прогноз ее параметров на основе углового сопровождения цели. Для этого по окончании режима привязки, ее фильтр-идентификатор редуцируют, выделяя из него дальномерный канал и канал углового сопровождения цели. Фильтр-идентификатор канала углового сопровождения по измерениям углов визирования цели формирует перечень оценок характерных для него параметров, а дальномерный канал, на основе оценок собственных параметров, полученных в режиме привязки, и текущих оценок составляющих скорости канала углового сопровождения реализует прогноз своих параметров, которые используют в процедуре углового сопровождения. 5 ил.

Изобретение относится к способам определения кинематических параметров гребной механической системы и сил, приложенных к ее элементам. При реализации предложенного способа осуществляют прямые измерения ускорения и скорости лодки вдоль ее продольной оси и угол поворота весла в вертлюге вокруг вертикальной оси. Также измеряют угловую скорость поворота весла в вертлюге вокруг вертикальной оси и на основании полученного значения вычисляют угловое ускорение поворота весла. Измеряют перемещение гребца вдоль продольной оси лодки, на основании полученного значения вычисляют его ускорение. Далее, используя полученные значения измеренных величин, вычисляют гидродинамическую силу сопротивления движению лодки, силы инерции, возникающие при поступательных движениях лодки и гребца, а также поступательном и вращательном движениях весел, момент сил инерции весла, возникающий при его вращательном движении и поступательном движении лодки. Определяют силы, приложенные к рукоятке весла, к вертлюгу, к лопасти весла и к подложке. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения сил, определяемых на элементах гребной механической системы, а также уменьшение времени предстартовой подготовки системы в тренировочном процессе. 1 ил.

Изобретение относится к радиотехнике, а именно к методам и системам пассивной радиолокации, и может быть использовано для определения местоположения в трехмерном пространстве источника радиоизлучения (ИРИ), размещенного на летательном аппарате (ЛА) (самолет, вертолет и т.п.), за счет приема и последующей обработки электромагнитных волн, порожденных этим ИРИ. Достигаемый технический результат – управление летательным аппаратом (ЛА) на предельно малых высотах в ближней зоне аэродрома и вывод ЛА в точку захода на посадку. Указанный результат достигается тем, что система содержит три узкобазовых подсистемы, каждая из которых содержит N приемных антенн, первый и второй аналого-цифровой преобразователь, центральную электронно-вычислительную машину, малошумящий усилитель, N входов которого соединены с N приемными антеннами, первый и второй многоканальные синхронные квадратурные приемники, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами малошумящего усилителя, а выходы - с первыми входами первого и второго аналого-цифровых преобразователей, первый и второй каналы обработки информации, первые входы которых соединены с выходами аналого-цифровых преобразователей, а выходы подключены к центральной электронно-вычислительной машине; управляющий контроллер, подключенный по входу к центральной электронно-вычислительной машине, первый выход которого подключен ко второму входу первого многоканального синхронного квадратурного приемника, ко второму входу первого аналого-цифрового преобразователя и ко второму входу первого канала обработки информации, а второй выход - ко второму входу второго многоканального синхронного квадратурного приемника, ко второму входу второго аналого-цифрового преобразователя и ко второму входу второго канала обработки информации; центральный пункт обработки, в состав которого входят три порта ввода информации, каждый вход которого соединен через гибридную оптико-коаксиальную сеть с выходом центральной электронно-вычислительной машины каждой узкобазовой подсистемы, блок клавиатуры, блок индикации, блок вычисления текущей скорости ЛА, блок вычисления текущей высоты полета ЛА, блок вычисления дальности до ЛА, оперативное запоминающее устройство, постоянное запоминающее устройство, первый дополнительный порт вывода, микропроцессор, объединенные между собой шиной адреса и данных; радиомодем декаметрового диапазона радиоволн, вход которого соединен с выходом первого дополнительного порта вывода, а выход является общим выходом системы, обеспечивающим радиосвязь с ЛА. 8 ил.

Изобретение относится к часовому устройству, содержащему среднюю часть (30), закрытую задней крышкой и стеклом, указанная средняя часть (30) содержит окружный заплечик (34), в котором имеется канавка (37), указанная канавка расположена на поверхности заплечика, параллельно центральной оси (С) средней части, указанное часовое устройство содержит систему (20) с вращающимся безелем, вращательно установленную в указанном окружном заплечике, характеризующуюся тем, что указанная система с вращающимся безелем включает в себя безельное кольцо (40, 41) по меньшей мере с одной первой выемкой (46), расположенной на поверхности безеля, которая должна быть обращена в сторону указанной канавки после того, как указанная система (20) с вращающимся безелем установлена в средней части, указанная система (20) с вращающимся безелем помимо этого содержит пружинные средства (80), заходящие как в указанную по меньшей мере одну первую выемку (46) безеля, так и в канавку (37) в средней части, удерживая систему (20) с вращающимся безелем в средней части (30) часового устройства. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к области систем навигации летательных аппаратов (ЛА) и могут быть использованы при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем летательного аппарата (БИНС ЛА) корабельного базирования. Технический результат - сокращение времени выставки БИНС ЛА на корабле при обеспечении требуемой точности. Для этого способ выставки БИНС ЛА, основанный на совместной обработке методом фильтрации Калмана выходных сигналов БИНС ЛА и ИНС корабля базирования, соответствующих угловым скоростям, измеренным трехкомпонентными датчиками угловых скоростей (ДУС), установленными на ЛА и на корабле, дополнительно включает в себя измерение значения курса ЛА относительно географического меридиана (ψг), причем выставку осуществляют в два этапа. На первом этапе измеряют линейные ускорения вдоль осей связанной системы координат корабля базирования и связанной системы координат ЛА, определяют координаты БИНС ЛА относительно ИНС корабля и осуществляют выставку по крену и тангажу путем согласования векторов перегрузок с использованием статистического фильтра Калмана второго порядка, при этом выставка может выполняться как в статическом положении корабля базирования, так и при его качке и маневре. На втором этапе осуществляют выставку в азимуте путем измерения и согласования векторов угловых скоростей корабля базирования и ЛА и измерения линейных ускорений вдоль осей связанных систем координат корабля базирования и ЛА, причем, если в течение 5-10 секунд отсутствует качка корабля с угловыми скоростями ωx<2-3 град/с, выполняют маневр корабля типа «зигзаг» и производят обработку сигналов измерения, используя фильтр Калмана третьего порядка с размерностью вектора измерений, равной шести. Устройство, реализующее данный способ выставки БИНС ЛА корабельного базирования, включающее ИНС корабля базирования и БИНС ЛА, базирующегося на корабле, дополнительно содержит блок формирования матрицы Якоби, задатчик курса и координат точки базирования ЛА, первый статистический фильтр Калмана второго порядка и второй статистический фильтр Калмана третьего порядка, причем выходы ИНС корабля и БИНС ЛА подключены к блоку формирования матрицы Якоби. Первый выход блока формирования матрицы Якоби и выход задатчика курса и координат точки базирования ЛА подключены к соответствующим входам первого статистического фильтра Калмана. Второй выход блока формирования матрицы Якоби и выходы первого статистического фильтра Калмана подключены к соответствующим входам второго статистического фильтра Калмана, выходы которого подключены к соответствующим входам БИНС ЛА, базирующегося на корабле. 2 н. и 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. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата, состоящая из наземной системы подготовки полетного задания для ЛА и бортового навигационного комплекса ЛА, связь между которыми осуществляется посредством переносного носителя данных типа универсальной флэш-карты, причем СППЗ состоит из универсального устройства записи информации на ПНД и универсальных интерфейсных устройств, соединенных входами-выходами с электронным блоком, а НК состоит из взаимосоединенных по каналу информационного обмена устройства считывания информации с ПНД, комплекта многофункциональных индикаторов, комплекта пилотажно-навигационных систем, бортовой радиотехнической системы связи и бортовой цифровой вычислительной системы, которая отличается тем, что в состав ЭБ дополнительно введены вычислительно логический функциональный модуль формирования графического образа траектории произвольной формы и ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ на несколько прямолинейных микротраекторий, а в состав БЦВС дополнительно введен второй ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ. При этом точки взаимосоединения ПМТ при полете по ТПФ используются в системе как навигационные точки, эквивалентные по свойствам стандартным навигационным точкам из основного маршрута полета. Введение дополнительных блоков обеспечивает расширение функциональных возможностей системы и соответственно ЛА за счет повышения степени автоматизации процессов управления ЛА при полете по траекториям произвольной формы. 4 ил.

Наверх