Комплексная система навигации и управления летательного аппарата

Авторы патента:

Кавинский Владимир Валентинович (RU)

Сухоруков Сергей Яковлевич (RU)

Семаш Алесандр Александрович (RU)

Алексеев Алексей Николаевич (RU)

Бражник Валерий Михайлович (RU)

Лазарев Евгений Федорович (RU)

Никулин Александр Степанович (RU)

Исмагилова Сания Каримовна (RU)

Орехов Михаил Ильич (RU)

G01C23/00 - Комбинированные приборы, определяющие более чем одну навигационную величину, например для авиации; комбинированные устройства для измерения двух и более параметров движения, например расстояния, скорости, ускорения

Владельцы патента RU 2590936:

Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") (RU)

Предлагаемое устройство предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА).

Полет любого ЛА можно разделить на:

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадку.

Полет по маршруту наиболее продолжительный этап, во время которого, как правило, выполняется главная целевая задача ЛА. Очень часто для выполнения этой целевой задачи требуется вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно известной навигационной точки (НТ) с таким расчетом, чтобы ЛА находился относительно НТ на заранее заданной дальности и с заранее заданным курсом.

Посадка включает в себя следующие этапы: предпосадочное маневрирование, которое также называют этапом возврата, заход на посадку и непосредственно приземление.

Целевой задачей этапа возврата является вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) с таким расчетом, чтобы ЛА находился на продолжении оси ВПП на установленной высоте и дальности относительно торца ВПП с курсом, примерно равным направлению ВПП.

Т.е., и при выполнении возврата и очень часто при следовании по маршруту, ЛА должен быть выведен в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения по курсу и дальности относительно НТ, где гарантированно обеспечиваются благоприятные условия для выполнения целевой задачи текущего этапа полета.

Различные аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего подобное маневрирование ЛА, приведены в следующих работах:

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

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

3. Рогожин В.О. и др. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005 (на украинском языке).

4. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф., М.: Транспорт, 1988.

5. Патент РФ на изобретение №2240589 с приоритетом от 31.07.2003. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы.

6. Патент РФ на изобретение №2276328 с приоритетом от 21.06.2005. Прицельно-навигационный комплекс многофункционального самолета авианосного и наземного базирования.

7. Патент РФ на изобретение №2481558 с приоритетом от 25.07.2011. Комплексная система навигации и управления летательного аппарата.

Описание наиболее близкого к предлагаемому изобретению устройства приведено в патенте РФ на изобретение №2481558 [7].

С учетом только существенных, для предлагаемого изобретения, признаков устройство-прототип содержит взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена (КИО) комплект многофункциональных индикаторов (МФИ), комплект навигационно-пилотажных средств (НПС), переносной носитель исходных данных (ПНИД), вычислительную систему (ВС), включающую взаимосоединенные входами-выходами по магистрали вычислительного информационного обмена (МВИО) вычислительно-логические модули (ВЛМ) объединенной базы данных (ОБД), формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП), формирования отображаемой информации (ФОИ), формирования управляющих сигналов (ФУС), ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО), вход-выход которого является входом-выходом ВС.

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

1 - комплект многофункциональных индикаторов (МФИ);

2 - комплект навигационно-пилотажных средств (НПС);

3 - переносной носитель исходных данных (ПНИД);

4 - канал информационного обмена (КИО);

5 - вычислительную систему (ВС), включающую:

6 - магистраль вычислительного информационного обмена (МВИО),

7 - ВЛМ объединенной базы данных (ОБД),

8 - ВЛМ формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП),

9 - ВЛМ ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО),

10 - ВЛМ формирования отображаемой информации (ФОИ),

11 - ВЛМ формирования управляющих сигналов (ФУС).

Функционирование системы-прототипа на этапе захода на НТ с заданного направления проиллюстрировано также рисунком на фиг. 3.

Устройство-прототип является комплексной системой навигации и управления ЛА, обеспечивающей формирование навигационной и пилотажной информации, ее представление на многофункциональных индикаторах, управление ЛА в ручном и автоматическом режимах.

Система-прототип функционирует следующим образом.

Информационная взаимосвязь всего оборудования устройства осуществляется по КИО, включающему электрические, механические, электромеханические связи.

МФИ содержит "n" многофункциональных индикаторов с цветными жидкокристаллическими экранами (ЖКЭ).

Комплект НПС включает инерциальные навигационные системы (ИНС), спутниковые навигационные системы (СНС), системы воздушных сигналов и другие системы, измеряющие параметры движения ЛА при подготовке и в полете, которые с входа-выхода НПС через КИО поступают на вход-выход ВС и через ВВУИО и МВИО в ФНПП, ФОИ, ФУС.

ПНИД является носителем полетных заданий с долговременной репрограммируемой памятью (типа стандартных флеш-карт), подготавливаемых на наземных пунктах планирования полетных заданий. Введенные в ПНИД исходные данные для бортового оборудования, параметры навигационных точек на маршруте, параметры возможных аэродромов базирования и другие данные через КИО поступают на вход ВС, а затем через ВВУИО и МВИО в ОБД.

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

ВВУИО через один вход-выход осуществляет прием, преобразование и передачу данных во взаимодействующее оборудование через вход-выход ВС по КИО. Другой вход-выход ВВУИО подключен к МВИО, осуществляющей информационный обмен между всеми ВМЛ ВС.

ОБД выполнен на стандартном долговременном запоминающем устройстве, хранящем данные, поступившие с ПНИД.

В ФНПП осуществляется комплексная обработка информации от КНПС, ОБД и формируются текущие навигационно-пилотажные параметры ЛА, поступающие по МВИО в ФОИ и ФУС.

В ФОИ по данным, полученным по МВИО от ОБД, ФНПП, ФУС и от взаимодействующего оборудования через КИО и ВВУИО, формируются обобщенные мнемокадры функциональной, цифробуквенной информации, совмещенной с представлением многофункционального пульта управления. Сформированные мнемокадры изображений с входа-выхода ФОИ через МВИО, ВВУИО, КИО поступают в МФИ для отображения на экранах с целью принятия решения экипажем для работы с оборудованием комплекса через обрамляющие экраны многофункциональных индикаторов органы управления (сенсорные кнопки, кнопки-клавиши).

В ФУС, на этапе захода на НТ по текущим координатам ЛА φ_ЛА, λ_ЛА из ФНПП, координатам НТ φ_НТ, λ_НТ и курсу прохода НТ ψ_НТ из ОБД определяют текущие координаты ЛА Х_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с НТ:

X_ЛА=Δλ·sinψ_НТ+Δφ·cosψ_НТ,

Y_ЛА=-Δλ·cosψ_НТ+Δφ·sinψ_НТ,

где Δφ=(φ_ЛА-φ_НТ)·R, Δλ=(λ_ЛА-λ_НТ)·R·cosφ_ЛА, R - радиус Земли, который с достаточной точностью для рассматриваемой задачи может быть принят равным 6371 км.

По текущим координатам ЛА Х_ЛА, Y_ЛА, истинному углу сноса α_СНи из ФНПП и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно НТ Х₀=Д_НТ, Y₀=R₃ из ОБД определяют заданный курс ЛА ψ₃ на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ_И из ФНПП поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ) ЛА:

где - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности,

ψ_A - направление линии касательной к вынесенной окружности и проходящей через точку местоположения ЛА.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется с учетом рассогласования между текущим и заданным курсами и после того, как текущий курс ЛА ψ_И сравняется с заданным курсом ψ₃ ЛА летит на точку А касания заданной окружности.

Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом R₃, вынесенной относительно НТ на расстояние Д_НТ. После прохождения точки А производится разворот ЛА в сторону НТ, а затем выравнивание ЛА по линии проходящей через НТ с курсом ψ_НТ.

Основным недостатком этого устройства при заходе на НТ с заданного направления является тот факт, что в непосредственной близости ЛА от вынесенной окружности на качество функционирования способа могут влиять погрешности пилотирования ЛА и погрешность определения курса ЛА. Вследствие воздействия таких погрешностей, ЛА, еще не достигнув расчетной точки касания заданной окружности, может оказаться внутри вынесенной окружности. Поскольку определить направление линии касательной к окружности находясь внутри окружности не представляется возможным, разворот ЛА в сторону НТ начнется в не расчетной точке, что в итоге приведет к выходу на заданный курс на дальности не соответствующей заданной.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей устройства и повышение точности выхода ЛА на НТ с заданного направления по дальности путем обеспечения инвариантности устройства к погрешностям пилотирования ЛА и погрешности определения курса ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в известную комплексную систему навигации и управления ЛА, включающую взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, вычислительную систему, включающую 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), дополнительно введены в состав вычислительной системы вычислительно-логические модули оценки положения ЛА относительно навигационной точки (ПОНТ) и формирования фиктивного угла сноса (ФФУС), взаимосоединенные между собой и с вычислительно-логическими модулями ОБД, ФНПП, ФОИ, ФУС и ВВУИО по магистрали вычислительного информационного обмена.

На чертеже (см. фиг. 2) представлена блок-схема предлагаемого устройства, содержащего:

1 - комплект многофункциональных индикаторов (МФИ);

2 - комплект навигационно-пилотажных средств (НПС);

3 - переносной носитель исходных данных (ПНИД);

4 - канал информационного обмена (КИО);

5 - вычислительную систему (ВС), включающую:

6 - магистраль вычислительного информационного обмена (МВИО),

7 - ВЛМ объединенной базы данных (ОБД),

8 - ВЛМ формирования навигационно-пилотажных параметров (ФНПП),

9 - ВЛМ ввода-вывода и управления информационным обменом (ВВУИО),

10 - ВЛМ формирования отображаемой информации (ФОИ),

11 - ВЛМ формирования управляющих сигналов (ФУС),

12 - ВЛМ оценки положения ЛА относительно навигационной точки (ПОНТ),

13 - ВЛМ формирования фиктивного угла сноса (ФФУС).

Функционирование предлагаемой системы на этапе захода на НТ с заданного направления проиллюстрировано рисунком на фиг. 4.

Предлагаемая система функционирует следующим образом.

МФИ содержит "n" многофункциональных индикаторов с цветными жидкокристаллическими экранами (ЖКЭ).

ПНИД является носителем полетных заданий с долговременной репрограммируемой памятью (типа стандартных флеш-карт), подготавливаемых на наземных пунктах планирования полетных заданий. Введенные в ПНИД исходные данные для бортового оборудования, параметры навигационных точек на маршруте, параметры возможных аэродромов базирования, параметры возможных кораблей базирования и другие данные через КИО поступают на вход ВС, а затем через ВВУИО и МВИО в ОБД.

ОБД выполнен на стандартном долговременном запоминающем устройстве, хранящем данные, поступившие с ПНИД.

В ФУС, на этапе захода на НТ по текущим координатам ЛА φ_ЛА, λ_ЛА из ФНПП, координатам НТ φ_НТ, λ_НТ и курсу прохода НТ ψ_НТ из ОБД определяют текущие координаты ЛА X_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с НТ:

X_ЛА=Δλ·sinψ_НТ+Δφ·cosψ_НТ,

Y_ЛА=-Δλ·cosψ_НТ+Δφ·sinψ_НТ,

По текущим координатам ЛА Х_ЛА, Y_ЛА, истинному углу сноса α_СНи из ФНПП, заданным координатам центра вынесенной окружности относительно НТ Х₀=Д_НТ, Y₀=R₃ из ОБД и фиктивному углу сноса из ФФУС определяют заданный курс ЛА ψ₃ в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ_И из ФНПП поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ) ЛА:

где - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности,

ψ_А - направление линии касательной к вынесенной окружности и проходящей через точку местоположения ЛА.

α_СНф - фиктивный угол сноса ЛА, определяемый в ФФУС, с использованием командных сигналов из ПОНТ, сигнала ψ_А из ФУС и сигнала ψ_НТ из ОБД, следующим образом:

где D₀ - известная заданная пороговая величина дальности, а К_α - известный заданный коэффициент.

Анализ положения ЛА относительно НТ и точки А и выработка командных сигналов для ФФУС осуществляется в ПОНТ на основе сигналов D и Y_ЛА из ФУС.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется с учетом рассогласования между текущим и заданным курсами.

Таким образом, до достижения ЛА дальности до точки касания вынесенной окружности D₀, ЛА, выдерживая равенство истинного курса у_и с заданным курсом ψ₃, летит на точку А касания вынесенной окружности.

Затем, выдерживая равенство истинного курса ψ_И с заданным курсом ψ₃, ЛА летит по траектории гарантированно обеспечивающей облет заданной вынесенной окружности с внешней стороны. В процессе облета вынесенной окружности, точка А касания вынесенной окружности перемещается по периметру вынесенной окружности и в пределе совпадает с точкой выноса окружности на заданную дальность выхода на НТ Д_НТ.

В результате разворот ЛА в сторону НТ и выравнивание ЛА по линии, проходящей через НТ с курсом ψ_НТ, осуществляется безударно непосредственно в процессе облета вынесенной окружности.

Комплексная система навигации и управления летательного аппарата, содержащая взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, вычислительную систему, включающую 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), отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена введенными в состав вычислительной системы вычислительно-логическими модулями оценки положения ЛА относительно навигационной точки (ПОНТ) и формирования фиктивного угла сноса (ФФУС), взаимосоединенными между собой и с вычислительно-логическими модулями ОБД, ФНПП, ФОИ, ФУС и ВВУИО по магистрали вычислительного информационного обмена.

Унифицированный навигационный комплекс ла // 2590934

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

Бесплатформенная аппаратура счисления координат // 2581743

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.

Способ бесплатформенной инерциальной навигации на микромеханических чувствительных элементах // 2577567

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.

Видеосистема для регистрации нештатных ситуаций на судоходных реках // 2574517

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.

Способ управления бесплатформенной гировертикалью и устройство для его реализации // 2574379

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.

Способ мультимодальной навигации // 2571450

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

Отказоустойчивая интегрированная навигационная система с избыточным количеством измерителей угловой скорости // 2570358

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

Способ навигации автономного необитаемого подводного аппарата // 2563332

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.

Селективный навигационный комплекс // 2561252

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).

Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы // 2591738

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.

Интегрированный комплекс бортового оборудования разнородной архитектуры // 2592193

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.

Способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы // 2593432

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого работоспособность БИНС обеспечивается при отсутствии данных от спутниковой навигационной системы на основе использования данных, полученных в предыдущих полетах. При этом оценка поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы по критериям достоверности и наблюдаемости проводится на протяжении всего полета. Окончательная оценка формируется как средневзвешенная оценка по полетам, в которых доступна информация спутниковой навигационной системы, а запомненной оценке, полученной в конкретном полете, присваивается весовой коэффициент, соответствующий номеру полета и наблюдаемости первичных погрешностей в конкретном полете. 2 з.п. ф-лы.

Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата // 2597814

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). Технический результат - обеспечение беспилотного управления транспортным летательным аппаратом в купе с повышением точности пилотажно-навигационной системы летательного аппарата и безопасности его пилотирования. 1 ил.

Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата // 2613653

Изобретение предназначено для использования в летательном аппарате в условиях ограниченной видимости, в частности, при выполнении спасательных операций, операций вблизи земли и т.д. Летательный аппарат содержит лобовое стекло (50), расположенное на передней стороне летательного аппарата, край которого (55) определяет зону (49) визуализации, видимую оператором, и отображающее средство (58), выполненное с возможностью отображения визуальной информации (20, 25), относящейся к параметрам полета, в пределах зоны визуализации (49). Визуальная информация содержит первое изображение (25), связанное с ориентацией летательного аппарата относительно земли и содержащее линию, параллельную линии горизонта (26). Указанная линия является видимой для пилота на панели (7), когда летательный аппарат наклонен относительно горизонтальной плоскости так, что нос находится на более высокой высоте, чем рулевой винт. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

Комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата // 2614194

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.

Способ построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантных по отношению к маневрированию, и устройство для его осуществления // 2616087

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.

Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе модифицированной, инвариантной к рельефу подстилающей поверхности угломестной процедуры расчёта дальности // 2617373

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.

Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям спутниковой навигационной системы // 2617565

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.

Дисплей управления скоростью самолета // 2619367

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.