Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы

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.

 

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в первую очередь в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС).

Основными режимами работы БИНС являются режимы начальной выставки и навигации [1-7]. Режим начальной выставки используется, прежде всего, для определения параметров ориентации приборного трехгранника БИНС относительно географической системы координат. Существует несколько режимов выставки, зависящих от условий эксплуатации БИНС и типа объекта, на который она установлена. Например, для авиационных приложений используется три режима выставки: автономная выставка на неподвижном основании, выставка по заданному курсу, выставка на подвижном основании при использовании разного рода внешней навигационной информации.

Решение задачи выставки обычно включает в себя два этапа: грубого горизонтирования на основе осреднения показаний инерциальных датчиков, и точной выставки, основанной на использовании различных способов оценивания и модели гирокомпасирования.

Применительно к задаче начальной выставки авиационной БИНС на аэродроме базирования используются процедуры, основанные на данных о неподвижности относительно Земли корпуса самолета и данных о значении географических координат.

Точность всех способов начальной выставки зависит от класса точности инерциальных датчиков, используемого временного интервала выставки, а также от интенсивности внешних возмущений, действующих на самолет во время этого режима (ветровые нагрузки, погрузочные работы и прочее).

В последнее время наблюдаются тенденции к сокращению времени готовности выставки и ужесточению требований к чувствительности способа выставки к указанным возмущениям.

По завершении режима выставки система переводится в режим навигации, в котором на основе показаний инерциальных датчиков и выработанных параметров ориентации приборного трехгранника осуществляется счисление и выдача полного набора навигационных параметров. Из этого непосредственно следует, что достигнутая точность выставки в значительной мере определяет точность последующего режима навигации.

Вместе с тем после начальной выставки и после перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения летательного аппарата на аэродроме, в некоторых способах осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей от спутниковой навигационной системы, причем упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Однако полученные данные вносятся в качестве оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления непосредственно после их получения, что зачастую приводит не к повышению точности первоначальной выставки, а к противоположному эффекту, т.к. поступающие данные содержат ошибки, вызванные искажением внешних сигналов, т.е. в итоге происходит наращивание ошибок, а соответственно снижается точность сигнала БИНС.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в исключении возможности внесения ошибочных данных в режиме «навигация», что позволяет достичь такой технический результат, как повышение точности начальной выставки БИНС, тем самым повысив точность получаемых от БИНС данных в режиме полета.

Заявленный технический результат достигается способом повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, в котором 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), причем упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Кроме того, 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.

В случае отсутствия признаков движения ЛА, формируемых на основании информации инерциальных датчиков и СНС, в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА.

Также заявленный технический результат достигается способом повышения точности начальной выставки БИНС во время нахождения ЛА на взлетной площадке, в котором после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на взлетной площадке, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от СНС, упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Кроме того, в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА, 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 взлетной площадки.

Для авиационных приложений типичной является ситуация, когда самолет после перехода в режим навигации продолжительное время находится на аэродроме: неподвижен, либо выполняет рулежку, включая разбег по взлетно-посадочной полосе. Этот интервал функционирования БИНС целесообразно использовать для повышения точности начальной выставки. В отличие от типовых способов выставки, в предлагаемом способе используются выходные навигационные данные БИНС: координаты, скорости, углы ориентации корпуса. В качестве внешней информации используются данные системы спутниковой навигации (координаты, скорости), установленной на самолете, а также информация о нулевой скорости при стоянке или остановке самолета в процессе перемещения по аэродрому.

Суть способа повышения точности выставки состоит в следующем. При переходе в режим навигации анализируются отклонения параметров ориентации от средних значений этих же параметров на некотором интервале времени, а также величины горизонтальных составляющих скорости и ускорения. На основе анализа указанных параметров принимается решение о состоянии объекта: объект неподвижен или совершает маневрирование по аэродрому.

При фиксации неподвижности объекта производится оценка угловых погрешностей выставки и первичных погрешностей путем совместной обработки выходной информации БИНС и нулевой скорости в качестве внешней информации на основе уравнений ошибок БИНС с помощью фильтрации. Также используются (при наличии) позиционные и скоростные данные от спутниковой навигационной системы.

Если фиксируется начало маневрирования объекта, то коррекция по нулевой скорости не осуществляется, пока вновь не будет зафиксирована неподвижность. В случае движения при наличии достоверной информации от спутниковой навигационной системы используется поступающая от нее информация о координатах и скоростях. При ее отсутствии фильтр продолжает работать в режиме прогноза вплоть до появления достоверных данных.

В процессе нахождения самолета на аэродроме до момента отрыва от взлетно-посадочной полосы проводится анализ достоверности полученных оценок поправок к выходным параметрам БИНС, включая угловые ошибки приборного трехгранника, и оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы. Анализ учитывает время нахождения объекта на аэродроме, качество корректирующей спутниковой информации, свойства наблюдаемости первичных погрешностей. При выполнении критериев достоверности оценки вносятся единовременно в момент отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы в виде разовых поправок к выходным параметрам БИНС, включая углы ориентации приборного трехгранника, и к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, которые учитываются при первичной обработке сигналов инерциальных датчиков.

Наиболее целесообразным использовать данный способ для летательных аппаратов с горизонтальным взлетом (самолетов), так как самолет проводит перед взлетом достаточно большой интервал времени на аэродроме, однако для летательных аппаратов с вертикальным взлетом (вертолетов) его также можно использовать, т.к. у вертолетов также наличествует интервал времени перед отрывом от взлетной площадки. Отличие будет заключаться только в использовании данных, характеризующих признак движения летательного аппарата. Так, для летательных аппаратов с вертикальным взлетом, в качестве признаков движения будет постоянно использована информация о нулевой скорости движения ЛА, тогда как для летательных аппаратов с горизонтальным взлетом признак движения будет формироваться в зависимости от движения или остановки летательного аппарата, т.е. при движении будут использоваться данные от спутниковой навигационной системы о координатах и скоростях, а при остановке - данные о нулевой скорости.

Таким образом, за счет такой дополнительной операции по обработке данных критериям наблюдаемости и достоверности в значительной мере повышается точность вносимых оценок поправок, а за счет того, что полученные оценки вносят в момент отрыва летательного аппарата, увеличивается время, необходимое для получения точных оценок, и возникает время для определения достоверности полученных данных, что позволяет исключить возможность внесения ошибочных оценок.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Голован Α.Α., Парусников Н.А., Математические основы навигационных систем, Часть I, Математические модели инерциальной навигации. 3-е издание, исправленное и дополненное, МАКС Пресс Москва, ISBN 978-5-317-03803-8, 2011, 136 с. ISBN 978-5-317-03803-8.

2. Голован Α.Α., Парусников Н.А., Математические основы навигационных систем, Часть II, Приложения методов оптимального оценивания к задачам навигации, 2-е издание исправленное и дополненное, МАКС Пресс Москва, 2012, 172 с. ISBN 978-5-317-04224-0.

3. George Т. Schmidt, Richard Ε. Phillips, INS/GPS Integration Architectures, in NATO RTO Lecture Series 232 PRE-PRINTS, Advances in Navigation Sensors and Integration Technology, May 2004, pp. 5-1-5-18.

4. RU 2529757 C1, Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро", 27.09.2014.

5. RU 2238522 C1, Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро", 20.10.2004.

6. RU 2434202 C1, Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро", 20.11.2011.

7. RU 2334199 C1, Закрытое акционерное общество "Лазекс", 20.09.2008.

1. 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), упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, отличающийся тем, что совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных 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.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в случае отсутствия признаков движения ЛА, формируемых на основании информации инерциальных датчиков и СНС, в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА.

3. Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на взлетной площадке, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на взлетной площадке, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления
и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, отличающийся тем, что в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА, совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных 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 взлетной площадки.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.
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.
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.

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.

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.

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.

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, характеризуемое как способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы во время нахождения летательного аппарата 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, 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, иили 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.

Наверх