Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения

Авторы патента:


Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения

Владельцы патента RU 2621374:

Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (RU)

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 области измерительных информационных систем и комплексов боевых самолетов и вертолетов, в котором рассматривается решение одной из задач прицеливания, заключающейся в разработке точной процедуры привязки к подвижной наземной цели с определением ее текущего относительного местоположения и параметров движения, и их прогноза в обеспечение эффективного применения неуправляемых авиационных средств поражения (АСП).

Известен ряд способов определения параметров движения цели, приведенных в учебнике Р.В. Мубаракшина, В.М. Балуева, Б.В. Воронова «Прицельные системы стрельбы», часть 1, ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1973 г., [1].

Приведем их:

- способ определения скорости и ускорения цели через ее координаты и их производные (стр. 43-46);

- способ определения скорости и ускорения цели путем измерения угловых скоростей и ускорений головки визирного устройства и производных дальности (стр. 46-49);

- способ определения скорости и ускорения цели через ее относительные координаты, измеряемые в различные моменты времени (стр. 49-51).

Перечисленные методы определения параметров движения цели представляются физически обоснованными. Но при этом уровень их инженерной проработки и прикладная значимость не соответствуют предъявляемым к ним требованиям, а посему целесообразность их использования в современных разработках вызывает большие сомнения.

И причина этого в том, что при их разработке, очевидно, не стояла задача синтеза рекуррентных, сходящихся и асимптотически устойчивых оптимальных математических процедур оценивания искомых параметров движения цели, а преследовалась цель получения выражений для прямого расчета тех или иных параметров движения цели.

Такой подход очень далек от инженерного, поскольку, в соответствии с ним, для расчета параметров движения цели, помимо непосредственно измеряемых параметров, типа дальности до цели и углов ее визирования, предполагается использование их первых и вторых производных, что представляется недопустимым при разработке точных математических процедур.

В учебном пособии В.Г. Гришутина «Лекции по авиационным прицельным системам стрельбы», КВВАИУ, Киев, 1980 г., [2] представлен пример оптимального оценивания составляющих скорости цели для случая ее прямолинейного и равномерного движения (см. стр. 164-167).

Упрощенная модель движения цели, не предполагающая выполнения даже самых элементарных маневров и используемая при его разработке непрерывная процедура оптимальной фильтрации Калмана, которая, как показывает опыт ее применения, может быть использована только для синтеза структуры фильтра, что является малой частью решения поставленной задачи, не позволяет принять рассматриваемый пример в качестве прототипа.

Дополнительно, но уже для общего случая движения цели, в [2], в подразделе «Способ прицеливания, основанный на последовательном уточнении данных о движении цели» (см. стр. 328) даются следующие рекомендации относительно определения параметров ее движения:

«В маневренном бою остро испытывается дефицит времени, поэтому при прицеливании по движущейся цели может оказаться нецелесообразным сразу точно оценивать параметры движения цели.

На практике более предпочтительной может быть их оценка, выполненная последовательно несколько раз. В каждом новом цикле оценивания производится уточнение данных, полученных в предыдущем цикле.

С каждым таким циклом точность решения рассматриваемой задачи, а, следовательно, и точность прицеливания, увеличивается и достигает некоторого предельного значения, определяемого, как динамикой системы оценивания, так и имеющими место случайными ошибками измерения относительных координат текущего местоположения цели».

Указанные рекомендации, если их рассматривать в пределе - при достаточно малом цикле измерения относительных координат текущего местоположения цели, не превышающем 0,1 секунды, и таком же цикле их обработки и оптимального оценивания по ним искомых параметров движения цели - составляющих ее скорости и ускорения, следует расценивать, как осмысленную необходимость разработки рекуррентных, сходящихся и асимптотически устойчивых, оптимальных математических процедур оценивания, нашедших применение в некоторых из отечественных разработок.

Формализуя описание основанного на приведенных рекомендациях способа привязки к подвижной наземной цели, излагая его в терминах и с акцентом на физическое содержание выполняемых при его реализации операций, приведем его в следующем виде.

Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза ее параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения, включающий реализацию процедуры ее непрерывного углового сопровождения и ограниченного во времени, не превышающего 3-х секунд, дискретного измерения наклонной дальности до нее, по каждому из которых с использованием измеряемой инерциальной навигационной системой (ИНС) угловой и навигационной информации и текущих углов ϕy, ϕz визирования цели с обзорно-прицельной системы (ОПС) формируют входные сигналы оптимального фильтра-идентификатора в виде наблюдаемых на фоне случайных шумов измерения компонент дальности до цели в проекциях на оси подвижной системы координат (ПСК), при этом оценивание параметров относительного местоположения цели и компонент ее абсолютной линейной скорости и ускорения осуществляют в соответствии с кинематической моделью относительного движения цели, структура которой определяется системой линейных взаимосвязанных дифференциальных уравнений 9-го порядка в проекциях на оси ПСК, для чего по измеренной ИНС информации осуществляют расчет составляющих абсолютной угловой скорости ПСК, а компоненты абсолютной линейной скорости объекта используют в качестве известного управления, по окончании режима привязки полученные в результате оптимальной идентификации значения оценок параметров движения цели запоминают и используют в качестве начальных условий в процедуре их прогноза, для реализации которой расчет оптимальных коэффициентов усиления останавливают, сами коэффициенты усиления и входные сигналы фильтра обнуляют, а формирование экстраполированных сигналов относительного местоположения цели и составляющих ее абсолютной линейной скорости осуществляют в соответствии с дискретной схемой относительного движения цели, при этом, как и в режиме привязки, используют рассчитанные с использованием навигационной информации текущие значения составляющих абсолютной линейной скорости объекта и компонент абсолютной угловой скорости вращения ПСК, а по текущим параметрам движения объекта и оцененным и спрогнозированным значениям параметров движения цели формируют искомые поправки на стрельбу.

Приведенный способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза ее параметров по своей технической сути может быть принят в качестве наиболее близкого аналога.

Недостатком указанного способа является отсутствие возможности организации корректной субоптимальной процедуры оценивания параметров движения цели в режиме ее пассивного - без измерения дальности, углового сопровождения и, как следствие, низкая точность режима кратковременной, не превышающей 10-12-ти секунд, экстраполяции параметров движения, в общем случае, маневрирующей наземной цели.

Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей режима привязки к подвижной наземной цели и повышение точности оптимального оценивания и краткосрочного прогноза ее параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза ее параметров на основе субоптимальной процедуры ее углового сопрвождения, включающем реализацию процедуры непрерывного углового сопровождения и ограниченного во времени, не превышающего 3-х секунд, дискретного измерения наклонной дальности до нее, по каждому из которых с использованием измеряемой инерциальной навигационной системой (ИНС) угловой и навигационной информации и текущих углов ϕy, ϕz визирования цели с ОПС формируют входные сигналы оптимального фильтра-идентификатора в виде наблюдаемых на фоне случайных шумов измерения компонент дальности до цели в проекциях на оси подвижной системы координат (ПСК), при этом оценивание параметров относительного местоположения цели и компонент ее абсолютной линейной скорости и ускорения осуществляют в соответствии с кинематической моделью относительного движения цели, структура которой определяется системой линейных взаимосвязанных дифференциальных уравнений 9-го порядка в проекциях на оси ПСК, для чего по измеренной ИНС информации осуществляют расчет составляющих абсолютной угловой скорости ПСК, а компоненты абсолютной линейной скорости объекта в проекциях на оси ПСК используют в качестве известного управления, по окончании режима привязки полученные в результате оптимальной идентификации значения оценок параметров движения цели запоминают и используют в качестве начальных условий в процедуре их прогноза, для реализации которой расчет оптимальных коэффициентов усиления останавливают, сами коэффициенты усиления и входные сигналы фильтра обнуляют, а формирование экстраполированных сигналов относительного местоположения цели и составляющих ее абсолютной линейной скорости осуществляют в соответствии с дискретной моделью относительного движения цели, при этом, как и в режиме привязки, используют рассчитанные с использованием навигационной информации текущие значения составляющих абсолютной линейной скорости объекта и компонент абсолютной угловой скорости вращения ПСК, а по текущим параметрам движения объекта и оцененным и спрогнозированным значениям параметров движения цели формируют искомые поправки на стрельбу, дополнительно, в качестве подвижной используют систему координат, связанную с линией визирования (ЛВ) цели, а в качестве входных сигналов оптимального фильтра-идентификатора - измеряемые обзорно-прицельной системой текущие значения наклонной дальности DЛ и углов ϕy, ϕz визирования цели, посредством оптимальной фильтрации и идентификации которых оценивают полный перечень параметров относительного местоположения и движения цели, при этом по измерениям угловой и навигационной информации ИНС и углов визирования цели рассчитывают текущие значения составляющих абсолютной угловой скорости связанной (ССК) Oxyz и лучевой (ЛСК) систем координат в проекциях на оси ЛСК, а также, используемые в качестве известных сигналов управления - компоненты абсолютной линейной скорости движения объекта в осях ЛСК, по окончании режима привязки, полученные значения оценок запоминают, a оптимальный фильтр-идентификатор параметров движения цели редуцируют, для чего из него выделяют параметры дальномерного канала, а на основе редуцированной модели углового сопровождения цели, описывающей характер изменения параметров ϕy, ϕz, , не прерывая ее физического углового сопровождения, реализуют субоптимальную процедуру их оценивания по измерениям текущих углов ϕy, ϕz визирования цели, параллельно с которой организуют программный прогноз параметров дальномерного канала, при этом, на 1-ом такте прогноза используют запомненные на момент окончания режима привязки к цели значения оценок , текущие значения составляющих абсолютной угловой скорости ЛСК и компоненты абсолютной линейной скорости объекта, а на 2-ом и последующих тактах - спрогнозированные значения и оцененные редуцированным фильтром значения составляющих скорости цели, а в качестве составляющих абсолютной угловой скорости ЛСК и компоненты абсолютной линейной скорости объекта - текущие расчетные значения указанных параметров, при этом, при субоптимальном оценивании в режиме углового сопровождения цели, в качестве начальных значений оценок используют запомненные на момент окончания привязки значения соответствующих параметров, а в качестве параметров дальномерного канала - спрогнозированные значения его параметров .

Приведем перечень и описание фигур, которые потребуются при осуществлении предлагаемого изобретения.

На фиг. 1 приведена произвольная ориентация подвижной Oxyz и неподвижной OXYZ систем координат.

В общем случае, в качестве подвижной системы координат могут быть приняты:

- связанная с объектом система координат (ССК) Oxyz;

- лучевая система координат (ЛСК) , продольная ось ОхЛ которой ориентирована в направлении цели;

- географический сопровождающий трехгранник (ГСТ) ONHE;

- гринвическая система координат (ГСК) .

В качестве подвижной может быть использована и абсолютно неподвижная - инерциальная система координат (ИСК) OXYZ.

Далее будем считать, что положение подвижной системы координат относительно неподвижной - ИСК OXYZ определяется радиусом-вектором , а положение цели (Ц) относительно ИСК OXYZ - радиусом-вектором , при этом положение цели относительно подвижной системы координат определяется вектором (см. фиг. 1).

На фиг. 1 также обозначено:

- абсолютная линейная скорость объекта; - абсолютная линейная скорость цели. Под термином «абсолютная» следует понимать скорость относительно инерциального пространства - ИСК.

На фиг. 2 приведена ориентация ИСК OXYZ, ГСК и ГСТ ONHE на земном эллипсоиде вращения. ГСК - это система координат, связанная с Землей, ось ОХ’ которой параллельна оси вращения Земли, ось OZ’ - лежит в плоскости гринвического меридиана, а ось OY’ дополняет их до правого ортогонального трехгранника и направлена на Запад.

ИСК OXYZ - это абсолютно неподвижная система координат, связанная со звездами. Рассогласование ГСК и ИСК OXYZ определяется углом ut, где u - угловая скорость суточного вращения Земли, t - текущее время (см. фиг. 2).

На фиг. 3 приведена взаимная ориентация ГСК и ГСТ ONHE.

Их рассогласование определяется углами географической долготы λ и широты ϕ.

Переход от осей ГСК к осям ГСТ ONHE осуществляется посредством двух последовательных поворотов на угол λ, и угол ϕ с угловыми скоростями и соответственно.

Приведенное на фиг. 3 направление отсчета углов λ и ϕ и угловых скоростей и является положительным.

На фиг. 4 приведена взаимная ориентация ССК Oxyz и ЛСК .

Их рассогласование определяется углами ϕy, ϕz визирования цели. Ось ОхЛ ЛСК направлена на цель, с указанной осью при угловом сопровождении цели совпадает вектор наклонной дальности до цели (см. фиг. 1).

Переход от осей ССК Oxyz к осям ЛСК осуществляется посредством двух последовательных поворотов на углы ϕy и ϕz с угловыми скоростями и соответственно.

Приведенное на фиг. 4 направление отсчета углов ϕy, ϕz и угловых скоростей является положительным.

На фиг. 5 приведена взаимная ориентация ГСТ ONHE и ССК Oxyz.

Их рассогласование определяется углами истинного курса ψи, тангажа υ и крена γ объекта.

Переход от осей ГСТ ONHE к осям ССК Oxyz осуществляется посредством трех последовательных поворотов на углы ψи, υ и γ с угловыми скоростями и .

Приведенное на фиг. 5 направление отсчета углов ψи, υ, γ и угловых скоростей является положительным.

С целью раскрытия физической сути и математического содержания предлагаемого способа приведем подробное описание используемых при этом векторно-матричных преобразований, дифференциальных уравнений относительного движения объекта и цели и входящих в них параметров, а также оптимальных математических процедур дискретной фильтрации и идентификации Калмана.

В соответствии со взаимной ориентацией подвижной Oxyz и неподвижной (инерциальной) OXYZ систем координат и векторов, определяющих относительное местоположение объекта и цели (фиг. 1), и известной леммой о нахождении абсолютной производной некоторого вектора, приведенной в «Курсе теоретической механики» Л.Г. Лойцянского и А.И. Лурье, Том 1, Москва, «Наука», 1982 г [3] (стр. 302) можно достаточно просто показать, что векторное дифференциальное уравнение относительного движения цели имеет вид:

где - вектор дальности между объектом и целью; и - векторы абсолютной линейной скорости цели и объекта соответственно; - вектор абсолютной угловой скорости вращения подвижной системы координат Oxyz; - символ локальной производной.

При скалярном представлении векторного уравнения (1) необходимо помнить, что оно должно быть записано в проекциях на оси подвижной системы координат Oxyz:

Приведенной системой дифференциальных уравнений описывается относительное движение объекта и цели в самом общем случае. Указанную структуру будут иметь дифференциальные уравнения в проекциях на оси географического сопровождающего трехгранника ГСТ ONHE и связанной с объектом систем координат ССК Oxyz.

Для записи указанных уравнений в проекциях на оси лучевой системы координат ЛСК , необходимо помнить, что, по определению, ось ОхЛ ЛСК ориентирована в направлении цели и совпадает с вектором дальности , а поэтому для нее справедливо:

Подставляя (3) в уравнения (2), получим:

Полученные выражения являются искомыми для лучевой системы координат ЛСК. Из них следует, что для ЛСК взаимосвязанная система уравнений вида (2) трансформируется в обыкновенное дифференциальное уравнение первого порядка для наклонной дальности и в два выражения для составляющих абсолютной угловой скорости линии визирования обзорно-прицельной системы ОПС.

Для получения выражений для расчета составляющих абсолютной угловой скорости вращения ЛСК в проекциях на ее же оси воспользуемся приведенной на фигурах 3, 4, 5 взаимной ориентацией введенных в рассмотрение систем координат.

В соответствии с фиг. 3, матричные преобразования произвольного вектора из ГСК в ГСТ ONHE и обратно имеют вид:

где матрицы G и GT будут равны:

В выражениях (6) и далее под «s» следует понимать синус угла, а под «с» - косинус.

Матричные преобразования произвольного вектора из ГСТ ONHE в ССК Oxyz и обратно, в соответствии с фиг. 4, имеют вид:

Матрицы SГ и транспонированная ей матрица в соответствии с фиг. 4 имеют вид:

Матричные преобразования произвольного вектора из ССК Oxyz в ЛСК и обратно имеют вид:

Входящие в (9) матрицы L и LT, в соответствии с фиг. 5, имеют вид:

Приведем необходимые при дальнейшем рассмотрении математические процедуры для расчета составляющих абсолютной угловой скорости ЛСК в проекциях на ее же оси, используя которые, на основе полученной выше системы (4), разработаем искомое математическое описание кинематической модели относительного движения системы «объект-цель» применительно к реализации оптимальной процедуры привязки к подвижной наземной цели с определением текущих координат ее относительного местоположения и параметров движения в проекциях на оси ЛСК и их последующей экстраполяции.

Самой простой из них является процедура, предполагающая использование измерений БИНС, в перечень выходных сигналов которых входят составляющие Ωx, Ωy, Ωz абсолютной угловой скорости объекта в проекциях на связанные с ним оси.

Очевидно, что проектируя составляющие Ωx, Ωy, Ωz на оси ЛСК Оxлyлzл и суммируя полученные компоненты с соответствующими составляющими , относительной угловой скорости ЛСК Оxлyлzл (фиг. 4):

получим искомые составляющие абсолютной угловой скорости.

Приведем их:

В варианте с ИНС платформенного типа указанная процедура существенно усложняется и осуществляется в несколько этапов. Приведем ее.

На первом этапе рассчитывают составляющие абсолютной угловой скорости ГСТ ONHE в проекциях на его же оси, которые, в соответствии с фиг. 3, очевидно, будут равны:

где u - угловая скорость суточного вращения Земли, а выражения для расчета и имеют вид:

В последних выражениях RN и RE - главные радиусы кривизны земного эллипсоида вращения. После чего указанные составляющие угловой скорости приводят к осям связанной системы координат Oxyz. Выражения, в соответствии с которыми осуществляется эта операция, имеют вид:

Выражения для расчета составляющих угловой скорости вращения объекта относительно ГСТ ONHE, в соответствии с фиг. 5, имеют вид:

Суммируя соответствующие составляющие угловых скоростей и (i=x, y, z) получим выражения для расчета составляющих Ωx, Ωy, Ωz абсолютной угловой скорости связанной с объектом системы координат:

Последняя операция по расчету составляющих абсолютной угловой скорости ЛСК в проекциях на ее же оси имеет вид, аналогичный приведенному выше (12):

В дальнейшем последние выражения также, как и выражения (12), будем использовать в следующем виде:

где под следует, очевидно, понимать составляющие:

Очевидно, что с учетом (12) приведенные выше выражения (4) могут быть представлены следующим образом:

В приведенных выше выражениях - это составляющие абсолютной угловой скорости объекта в проекциях на оси ЛСК Охлyлzл.

Представляется целесообразным кратко описать физическую суть приведенных выше дифференциальных уравнений и, прежде всего, уравнений, описывающих характер изменения углов визирования цели (20).

По определению известно, что характер изменения углов визирования цели определяется угловой скоростью вращения ЛСК относительно ССК. Первые два члена в рассматриваемых уравнениях, а именно, - и , являются соответствующими компонентами угловой скорости вращения ЛСК относительно ИСК OXYZ. И только после вычитания из них составляющих угловой скорости и , правые части рассматриваемых дифференциальных уравнений приобретают ту физическую суть, которую они должны иметь по определению относительных угловых скоростей .

Входящие в (20) составляющие абсолютной линейной скорости движения цели, в соответствии с теоремой Кориолиса [3], в общем случае, описываются векторным дифференциальным уравнением вида:

в котором - вектор абсолютной угловой скорости вращения подвижной, в рассматриваемом случае, лучевой системы координат.

В проекциях на ее оси приведенное выше векторное уравнение может быть представлено следующими дифференциальными уравнениями:

Подстановка в них соответствующих составляющих абсолютной угловой скорости (12) или (18) приведет их к следующему, удобному для дальнейшего рассмотрения виду:

Дифференциальные уравнения, описывающие характер изменения локальных производных от составляющих скорости, представленных ускорениями , для рассматриваемого краткосрочного режима наблюдения, не превышающего 13-15 сек, из которых 3 сек - это собственно режим полноценной - с измерением дальности, привязки, а 10-12 сек - модифицированный режим программного сопровождения цели, реализуемого на фоне непрерывающегося ее углового сопровождения (в режиме ручного PC или автоматического АС сопровождения), могут представлены, либо в виде:

либо в виде дифференциальных уравнений, характерных для цветного шума первого порядка с ненулевым математическим описанием:

где i=хЛ, yЛ, zЛ, μi, σi - традиционные для случайных шумов рассматриваемого типа параметры, характеризующие изменчивость (μi) и интенсивность (σi) процесса; Wi - белый шум единичной интенсивности.

Объединяя приведенные выше уравнения (20), (23) и (24), получим следующую замкнутую систему дифференциальных уравнений 9-го порядка, в общем случае, нелинейную, представленную в нормальной форме Коши:

Выбор ЛСК в качестве подвижной не случаен, поскольку только в этом случае достаточно просто может быть редуцирована полученная выше модель относительного движения цели (26) путем разделения ее на дальномерный канал с вектором состояния и канал углового сопровождения цели с вектором состояния , что, по окончании режима привязки к цели, не прерывая ее углового сопровождения, позволит реализовать эффективную процедуру субоптимального оценивания по измерениям текущих углов ϕy, ϕz визирования цели.

Приведенная выше модель относительного движения объекта и цели в проекциях на оси лучевой системы координат предназначена для синтеза структуры оптимального фильтра-идентификатора параметров относительного движения цели.

При этом в качестве сигналов измерения на 3-х секундном интервале привязки к цели должны использоваться измеренные ОПС (ОЛС) наклонная дальность до цели и текущие значения углов ϕy, ϕz ее визирования, которые, как правило, наблюдаются на фоне случайных шумов измерения :

z3z+Vy,

Если все представленное выше дополнить приведенной в общем виде матрицей оптимальных коэффициентов усиления:

и расписать матричное дифференциальное уравнение вида:

то с учетом разработанной модели сообщения (26) и сигналов измерения (27), получим систему дифференциальных уравнений 9-го порядка, структурируя которую можно получить структурную схему оптимального фильтра-идентификатора параметров движения цели, реализуемого на основе оптимальной дискретной процедуры оптимальной фильтрации и идентификации постоянно обновляющихся последовательностей сигналов (27), измеряемых ОПС в режиме ручного или автоматического сопровождения цели.

Система дифференциальных уравнений (26) в случае ее дискретного представления будет иметь следующий вид:

В приведенной системе дискретных уравнений под Δϕyk и Δϕzk следует понимать:

Аналогичная процедура должна использоваться и при численном интегрировании составляющих и , в которых присутствуют члены, определяемые угловыми скоростями изменения углов ориентации объекта.

По окончании режима привязки к цели, не прерывая ее аппаратного углового сопровождения, вместо прогноза параметров движения цели, реализуют субоптимальную процедуру оптимального оценивания, для чего, полученные по ее результатам значения оценок и используют для их прогноза в соответствии с приведенными выше дискретными уравнениями, в которых упомянутые оценки используются, как начальные условия.

При этом в качестве оценок и на первом такте прогноза используют их значения, полученные в процессе привязки к цели, а затем - текущие значения оценок, полученные в процессе оптимальной фильтрации и идентификации сигналов ϕy и ϕz углового сопровождения цели.

Для эффективной реализации последней используют прогнозируемые значения оценок , а сама процедура идентификации текущих углов визирования цели должна осуществляться - в соответствии с редуцированной моделью ее углового сопровождения, имеющей вид:

При этом в качестве сигналов измерения используют текущие значения измеренных углов визирования цели, которые, также, как и ранее (27), наблюдаются на фоне случайных шумов измерения Vy, Vz (см. (35), (36)):

Синтез структуры оптимального фильтра-идентификатора для режима углового сопровождения цели с прогнозом текущего значения наклонной дальности и скорости сближения с целью может быть осуществлен в соответствии с приведенной выше его, моделью сообщения (30) и сигналами измерения (31).

Матрица оптимальных коэффициентов усиления для рассматриваемого режима оптимальной фильтрации и идентификации имеет вид:

Система дифференциальных уравнений (30) в случае ее дискретного представления, по аналогии с системой (29), будет иметь следующий вид:

Разработанная процедура привязки к подвижной наземной цели, реализуемая в обеспечение высокоточного применения неуправляемого АСП, включает в себя этап активного, с измерением наклонной дальности до цели, и аппаратного, с измерением текущих углов ее визирования ϕy, ϕz, сопровождения с параллельно реализуемой оптимальной процедурой фильтрации и идентификации измеряемых на 3-х секундном интервале привязки сигналов , ϕy, ϕz с оцениванием оптимальных относительных координат местоположения цели и параметров ее движения в проекциях на сои лучевой системы координат ЛСК , по окончании которого, что определяется завершением работы лазерного дальномера прицельной системы, оптимальный фильтр-идентификатор модифицируют и переводят в режим пассивного, без измерения дальности, углового сопровождения цели, при этом его размерность с 9-го порядка уменьшается до 6-го за счет исключения 3-х параметров канала наклонной дальности, а именно, , . Редуцированный таким образом фильтр работает по постоянно обновляющейся последовательности измеренных углов ϕy, ϕz визирования цели, а в результате рекуррентной процедуры их идентификации получают субоптимальные значения оценок таких параметров движения цели, как . Субоптимальность получаемых при этом оценок является следствием того, что при их формировании используются текущие спрогнозированные значения параметров дальномерного канала . При этом, при их прогнозе, который осуществляется в течение всего интервала субоптимального оценивания, используются приведенные выше уравнения, описывающие характер изменения параметров канала наклонной дальности.

Для организации прогноза параметров дальномерного канала важно отметить, что при прогнозе составляющей скорости цели на его первом такте используют значения оценок , полученные на этапе привязки к цели. С началом оптимального оценивания в соответствии с редуцированной моделью углового сопровождения (30), (31), реализуемого по измерениям текущих углов визирования цели ϕy, ϕz, переходят на использование текущих оценок рассматриваемых составляющих скорости цели.

Использование после режима привязки к подвижной наземной цели, вместо прогноза параметров движения цели ее аппаратного углового сопровождения с реализацией на его основе модифицированной субоптимальной математической процедуры фильтрации и идентификации постоянно обновляющейся последовательности измеряемых текущих углов визирования цели с оцениванием ее угловой ориентации , составляющих абсолютной линейной скорости и ускорения цели, и параллельно осуществляемой процедуры прогноза параметров дальномерного канала позволяют существенно повысить точность финального - перед боевым применением, углового сопровождения цели и определения параметров ее относительного местоположения и движения, что, как следствие, приведет к повышению эффективности прицельной стрельбы.

При алгоритмической и программной реализации представленных выше математических процедур целесообразно использовать традиционную линейную процедуру оптимальной дискретной фильтрации Калмана, приведенную в Э. Сейдж, Дж. Мелс «Теория оценивания и ее применение в связи и управлении», «Связь», Москва, 1976, [4] (см. стр. 269).

Приведем сводку ее основных матричных соотношений:

1. Исходная модель сообщения:

2. Модель наблюдения:

3. Априорные данные, используемые при синтезе:

4. Структура оптимального фильтра:

где

5. Вычисление оптимальных коэффициентов усиления:

6. Вычисление матрицы априорных ошибок оценивания:

7. Вычисление матрицы апостериорных ошибок оценивания:

В приведенных выше соотношениях приняты следующие условные обозначения:

xk - вектор параметров состояния системы;

- вектор оптимальных апостериорных оценок параметров состояния;

wk - вектор случайных возмущений модели сообщения;

Vk - вектор случайных шумов измерения;

Фk+1,k - фундаментальная матрица системы (модели сообщения);

Гk+1,k - матрица передачи случайных возмущений системы;

Нk - матрица измерения;

- вектор априорных оценок параметров состояния системы;

Pk+1,k - априорная корреляционная матрица ошибок оценивания;

Pk+1 - апостериорная корреляционная матрица ошибок оценивания;

Qk - корреляционная матрица случайных шумов системы;

Rk - корреляционная матрица случайных шумов измерения;

zk - вектор сигналов измерения;

Кk+1 - матрица оптимальных коэффициентов усиления.

Заявляемый способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза ее параметров реализуется следующим образом:

1. На основе непрерывного углового сопровождения подвижной наземной цели и ограниченного во времени, не превышающего 3-х секунд, дискретного измерения наклонной дальности до нее (посредством ЛД из состава ОПС) реализуют оптимальную процедуру привязки к цели с определением ее относительного местоположения и параметров движения.

2. Для этого, каждое вновь поступившее измерение дискретного массива наклонной дальности, с использованием измеряемой ИНС угловой и навигационной информации и углов визирования цели, приводят к осям подвижной системы координат (ПСК). В проекциях на ее же оси определяют составляющие ее абсолютной угловой скорости вращения и компоненты абсолютной линейной скорости движения объекта, и на основе кинематических дифференциальных уравнений относительного движения цели, представленных в осях ПСК, реализуют традиционную процедуру оптимальной линейной фильтрации и идентификации дискретно обновляющейся последовательности составляющих дальности до цели. По результатам их обработки оценивают оптимальные компоненты дальности до цели, составляющие ее абсолютной линейной скорости и ускорения.

3. По завершении режима привязки к цели, факт чего устанавливают по истечению 3-х секундного интервала измерения дальности, фильтр-идентификатор перенастраивают и переводят в режим краткосрочного, на время, не более 10-ти секунд, прогноза его основных параметров. Для чего, останавливают процедуру расчета оптимальных коэффициентов усиления фильтра, сами коэффициенты и входные сигналы фильтра-идентификатора обнуляют, а прогноз оценок осуществляют в соответствии с рекуррентными выражениями для формирования априорных оценок, и, дополнительно, как и в режиме привязки, производят расчет путевой и воздушной скорости объекта, цели и скорости ветра в проекциях на оси ССК.

4. На основе сформированных в режимах привязки и прогноза параметров рассчитывают поправки на стрельбу и в виде НИМ выдают их на ИЛС летчика.

Дополнительно, для достижения технического результата изобретения:

5. При синтезе процедуры оптимального оценивания параметров движения цели используют кинематическую модель ее относительного движения в проекциях на оси ЛСК , а в качестве входных сигналов фильтра-идентификатора - измеряемые ОПС текущие значения наклонной дальности DЛ и углов ϕy, ϕZ визирования цели, посредством оптимальной фильтрации и идентификации которых оценивают полный перечень параметров ее относительного местоположения и движения. Процедура вывода дифференциальных уравнений относительного движения цели приведена в разделе осуществления изобретения и представлена сводкой выражений (1)÷(26). При этом искомая система дифференциальных уравнений представлена системой уравнений (26).

6. Для использования указанных уравнений в процедуре оценивания по измерениям угловой и навигационной информации ИНС и углов визирования цели рассчитывают текущие значения составляющих абсолютной угловой скорости ССК (15), (16), (17), (19) и ЛСК (18) в проекциях на оси ЛСК, а также компоненты , абсолютной линейной скорости объекта в проекциях на оси ЛСК, которые в процедуре оценивания используют в качестве известного управления. Их расчет осуществляют в соответствии с векторно-матричным выражением:

являющегося следствием первых выражений совокупности (7) и (9).

7. По окончании режима привязки к цели, полученные значения оценок , запоминают, а оптимальный фильтр-идентификатор параметров движения цели редуцируют, исключая из него параметры дальномерного канала, а на основе редуцированной модели углового сопровождения цели, представленной системой уравнений (30) и (33), и, описывающей характер изменения параметров , не прерывая ее физического углового сопровождения, реализуют субоптимальную процедуру их оценивания по измерениям текущих углов ϕy, ϕz визирования цели, параллельно с которой организуют программный прогноз параметров дальномерного канала , при этом, на 1-ом такте прогноза используют запомненные на момент окончания режима привязки к цели значения оценок , , текущие значения составляющих абсолютной угловой скорости ЛСК и компоненты абсолютной линейной скорости объекта, а на 2-ом и последующих тактах - спрогнозированные значения параметров и оцененные редуцированным фильтром значения составляющих скорости цели, а в качестве составляющих используют их текущие расчетные значения.

8. Дополнительно, в режиме углового сопровождения цели в качестве начальных значений оценок используют запомненные на момент окончания привязки значения соответствующих параметров, а в качестве параметров дальномерного канала - спрогнозированные значения параметров , что является основным признаком субоптимальности режима углового сопровождения цели и свидетельствует о реализации корректного информационного обмена между двумя параллельно работающими математическими процедурами прогноза дальномерных параметров и субоптимального оценивания параметров углового сопровождения цели, чем обеспечивают качественный прогноз дальномерных параметров и эффективное оценивание параметров углового сопровождения цели.

Из приведенного описания способа оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза ее параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения следует, что суть предлагаемого решения раскрыта и технический результат изобретения достигнут.

Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза ее параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения, включающий реализацию процедуры ее непрерывного углового сопровождения и ограниченного во времени, не превышающего 3-х секунд, дискретного измерения наклонной дальности до нее, по каждому из которых с использованием измеряемой инерциальной навигационной системой (ИНС) угловой и навигационной информации и текущих углов ϕy, ϕz визирования цели формируют входные сигналы оптимального фильтра-идентификатора в виде наблюдаемых на фоне случайных шумов измерения компонент дальности до цели в проекциях на оси подвижной системы координат (ПСК), при этом оценивание параметров относительного местоположения цели и компонент ее абсолютной линейной скорости и ускорения осуществляют в соответствии с кинематической моделью относительного движения цели, структура которой определяется системой линейных взаимосвязанных дифференциальных уравнений 9-го порядка в проекциях на оси ПСК, для чего по измеренной ИНС информации осуществляют расчет составляющих абсолютной угловой скорости ПСК, а компоненты абсолютной линейной скорости объекта в проекциях на оси ПСК используют в качестве известного управления, по окончании режима привязки полученные в результате оптимальной идентификации значения оценок параметров движения цели запоминают и используют в качестве начальных условий в процедуре их прогноза, для реализации которой расчет оптимальных коэффициентов усиления останавливают, сами коэффициенты усиления и входные сигналы фильтра обнуляют, а формирование экстраполированных сигналов относительного местоположения цели и составляющих ее абсолютной линейной скорости осуществляют в соответствии с дискретной моделью относительного движения цели, при этом, как и в режиме привязки, используют рассчитанные с использованием навигационной информации текущие значения составляющих абсолютной линейной скорости объекта и компонент абсолютной угловой скорости вращения ПСК, а по текущим параметрам движения объекта и оцененным и спрогнозированным значениям параметров движения цели после их соответствующих преобразований формируют искомые поправки на стрельбу, отличающийся тем, что при синтезе процедуры оптимального оценивания в качестве подвижной используют систему координат, связанную с линией визирования (ЛВ) подвижной цели, а в качестве входных сигналов оптимального фильтра-идентификатора - измеряемые обзорно-прицельной системой текущие значения наклонной дальности и углов ϕy, ϕz визирования цели, посредством оптимальной фильтрации и идентификации которых оценивают полный перечень параметров , , , , , , , , относительного местоположения и движения цели, при этом по измерениям угловой и навигационной информации ИНС и углов визирования цели рассчитывают текущие значения составляющих абсолютной угловой скорости, связанной с объектом, (ССК) Oxyz и лучевой (ЛСК) OxЛyЛzЛ систем координат в проекциях на оси ЛСК, а также используемые в качестве известных сигналов управления компоненты абсолютной линейной скорости движения объекта в проекциях на оси ЛСК, по окончании режима привязки, полученные значения оценок , , , , , , , , запоминают, а оптимальный фильтр-идентификатор параметров движения цели редуцируют, для чего из него выделяют параметры , , дальномерного канала, а на основе редуцированной модели углового сопровождения цели, описывающей характер изменения параметров ϕy, ϕz, , , , , не прерывая ее физического углового сопровождения, реализуют субоптимальную процедуру их оценивания по измерениям текущих углов ϕy, ϕz визирования цели, параллельно с которой организуют прогноз параметров , дальномерного канала, при этом, на 1-ом такте прогноза используют запомненные на момент окончания режима привязки к цели значения оценок , , , , , текущие значения составляющих , абсолютной угловой скорости ЛСК и компоненты абсолютной линейной скорости объекта, а на 2-ом и последующих тактах - спрогнозированные значения , и оцененные редуцированным фильтром значения составляющих , скорости цели, а в качестве составляющих , абсолютной угловой скорости ЛСК и компоненты абсолютной линейной скорости объекта - текущие расчетные значения указанных параметров, при этом, при оценивании в режиме углового сопровождения цели, в качестве начальных значений оценок используют запомненные на момент окончания привязки значения соответствующих параметров, а в качестве параметров дальномерного канала - спрогнозированные значения его параметров , .



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для восстановления фактических (опытных) параметров движения при проведении летных испытаний летательного аппарата (ЛА).

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.

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.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей.

Группа изобретений относится к способу построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантным по отношению к маневрированию объекта и инерциальной системе.

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

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 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 одноосных и трехосных измерителях угловых скоростей и линейных ускорений, используемых в инерциальных навигационных системах и в пилотажных системах управления подвижными объектами в качестве датчиков первичной информации. Технический результат – повышение точности. Для этого компенсацию дрейфа нулевых сигналов гироскопических датчиков осуществляют путем выделения компенсирующего сигнала из измеряемого по результатам сравнения измеряемого сигнала с заданным уровнем и последующей корректировкой измеряемого сигнала с помощью выделенного компенсирующего сигнала, при этом выделение компенсирующего сигнала осуществляется путем фильтрации измеряемого сигнала, накопления отфильтрованного сигнала, его осреднения, сравнения с заданным уровнем, накоплением массива выделенного сигнала, его осреднения, прогнозирования, сравнения прогнозируемого сигнала с заданным уровнем и по результатам сравнения при превышении заданного уровня сигнала в качестве компенсирующего сигнала принимается спрогнозированный сигнал, а при непревышении заданного уровня сигнала спрогнозированный сигнал в качестве компенсирующего не принимается. Изобретение позволяет решить задачу путем компенсации дрейфа нулевого сигнала в процессе эксплуатации прибора за счет выделения нулевого сигнала из измеряемого по результатам сравнения измеряемого сигнала с заданным уровнем, прогнозирования компенсационного сигнала, контроля его уровня и последующей корректировки измеряемого сигнала с помощью выделенного компенсационного сигнала. Исследования показали, что за счет использования предложенного изобретения удалось почти на порядок уменьшить накапливаемую угловую погрешность курсового угла в микромеханическом гироскопе STIM-210 норвежской фирмы Sensonor. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Трехосный микромеханический блок чувствительных элементов содержит корпус в виде шестигранного куба с базовыми поверхностями на боковых гранях, электронные субблоки в виде печатных плат с крышками. Печатные платы выполнены в виде восьмиугольников и имеют симметрично расположенные выступающие части с установленными на них микроразъемами. Печатные платы установлены так, чтобы их электронные компоненты были внутри корпуса. Внешние границы базовых поверхностей шестигранного куба равноудалены от линий пересечения ортогональных базовых плоскостей на длину выступающей части платы. Крышки субблока равномерно выступают за контуры плат по всему периметру. На каждой боковой гране шестигранного куба выполнена площадка шириной, равной выступающей за печатную плату крышки. Обеспечивается повышение точности измерений и усовершенствование конструкции измерителя. 5 ил.

Комплекс бортового оборудования вертолетов и самолетов авиации общего назначения (АОН) содержит многофункциональный индикатор (МФИ), основной пилотажный прибор (ОПП), комбинированную курсовертикаль (КВ), приемники воздушных давлений, приемник температуры торможений, блок преобразования сигналов, интегрированную систему радиосвязи (ИСР), систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, устройство беспроводной загрузки пользовательских данных, ответчик системы управления воздушным движением, аварийно-спасательный радиомаяк, малогабаритный бортовой регистратор, радиовысотомер, автоматический радиокомпас, транспондер автоматического зависимого наблюдения, комплект аппаратуры ближней навигации и посадки VOR/ILS/маркерного приемника/автоматического радиокомпаса, автопилот, соединенные определенным образом с помощью канала информационного обмена. МФИ содержит блок вычисления и формирования, включающий модуль индикации и сигнализации, программные модули навигации и картографии, а также предупреждения критических режимов и раннего предупреждения близости земли, дисплейный модуль, модуль питания. ОПП содержит ЖК-индикатор, модуль определения пространственного положения, модуль преобразования критических сигналов. КВ содержит основной вычислительный модуль, модуль пространственного положения, модуль измерения и вычисления воздушных данных с приемником ГЛОНАСС/GPS, датчик магнитного курса. ИСР содержит блок радиостанции, пульт внутренней связи. Обеспечивается повышение безопасности пилотирования и эффективность применения вертолетов и самолетов АОН. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию стрелковых тиров, военных полигонов или как роботизированная платформа в составе перспективных охранных или тактических роботизированных разведывательно-боевых комплексах. Роботизированная платформа (РП) состоит из корпуса, привода и устройства управления. РП является транспортным средством с гусеничным движителем с приводом от бесколлекторных электродвигателей постоянного тока. РП управляется по радиоканалу в режимах: ручном дистанционном, полуавтоматическом, автоматическом по программе. РП также содержит навигационную и инерционные бортовые системы, закрытое бронированное моторно-трансмиссионный отделение. Внутри корпуса несущая рама обеспечивает крепление внутренних узлов и агрегатов РП. Привод РП содержит элементы крепления и ведущие звездочки левой и правой гусениц. Ходовая часть РП состоит из двух гусеничных движителей. Каждый движитель оснащен тремя сдвоенными опорными роликами из резины, двумя поддерживающими роликами и расположенном впереди по ходу движения узлом натяжителя со звездочкой, резиновыми гусеницами с грунтозацепами, а все элементы движителя закреплены на раме гусеницы. Рама крепится к опорным консолям корпуса посредством скоб. Достигается возможность перемещения мишени. 4 ил.

Изобретение относится к области навигации наземных транспортных средств, а именно к комплексной навигационной аппаратуре на основе аппаратуры счисления координат и спутниковой навигационной системы. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого автоматизированная система навигации с контролем целостности навигационных данных спутниковых радионавигационных систем по информации механического и доплеровского датчиков скорости состоит из аппаратуры счисления координат, в качестве основного элемента которой используется бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС), оснащенной датчиком скорости механическим (ДСМ), датчиком скорости доплеровским (ДСД) и барометрическим высотомером (БВ), спутниковой навигационной аппаратуры (СНА), бортовой ЭВМ, выносного комплекса спутниковой навигационной аппаратуры (ВК СНА), устройства контроля качества (УКК) навигационных полей спутниковых систем и формирования корректирующей информации. Бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС) оснащена вычислителем навигационных параметров (ВНП), выполненным с возможностью автоматического учета температурных поправок, а в качестве датчиков первичной информации БИНС используются инерциальные датчики: лазерные гироскопы (ЛГ) и кварцевые акселерометры (КА). Спутниковая навигационная аппаратура (СНА), основой которой является приемоиндикатор (ПИ), оснащена антенной системой (АС), состоящей из четырех антенных модулей (AM). Бортовая ЭВМ связана с барометрическим высотомером (БВ), состоящим, в свою очередь, из датчика температуры (ДТ), измерителя цифрового атмосферного давления (ИЦАД) и блока обработки данных (БОД), а через блок согласования (БС) - с датчиком скорости механическим (ДСМ) и датчиком скорости доплеровским (ДСД). Кроме того, она оснащена периферийными устройствами: клавиатурой (К), видеомонитором (ВМ), устройством документирования (УД), манипулятором графической информации (МГИ). Выносной комплекс спутниковой навигационной аппаратуры (ВК СНА), состоящий из носимого приемоиндикатора (НПИ) и антенны геодезической (АГ), оснащен переносным накопителем навигационной информации (ННИ). Бортовая ЭВМ связана по соответствующим каналам обмена и управления с вышеперечисленной аппаратурой, дополнительно - с аппаратурой передачи данных (АПД). Отличительной особенностью от прототипа является наличие схемы разрешения использования сигналов спутников (СРИСС) на основе алгоритма контроля целостности навигационного обеспечения спутниковых радионавигационных систем. В ее состав входят сумматор, пороговое устройство (ПУ) и ключевое устройство (КУ). В результате при осуществлении изобретения обеспечивается формирование автоматизированной системы навигации с контролем целостности навигационных данных спутниковой навигационной аппаратуры за счет введения схемы разрешения использования информации спутниковой навигационной аппаратуры, которая позволяет выявить факт неправильного функционирования спутниковых радионавигационных систем и изолировать выдачу данных от спутниковой навигационной аппаратуры, таким образом повышая целостность системы. 1 ил.

Изобретение относится к способу высокоточного определения навигационных элементов движения судна. Для определения навигационных элементов, а именно: вектор скорости носовой и кормовой оконечностей судна, положение точки вращения судна, значения угловой скорости поворота судна, отклонения центра тяжести судна от заданной траектории, расстояния от носовой и кормовой оконечностей судна до левой и правой бровки канала, параметров движения характерных точек, вычисляют навигационные параметры спутниковыми навигационными системами и бортовой инерциальной навигационной системой с учетом поправок береговой локальной контрольно-корректирующей станции. Вычисляют следующие навигационные параметры, а именно: текущее расстояние от точек носовых и кормовых обводов судна до опасной изобаты, скорости сближения точек носовых и кормовых обводов судна с опасной изобатой, поперечных составляющих носовой и кормовой оконечностей судна, векторов носовой и кормовой скоростей судна, угловой скорости вращения судна относительно полюса вращения. Вычисленные навигационные параметры используются электронно-картографической навигационно-информационной системой определенным образом. Обеспечивается надежность проводки судна в стесненных условиях и при ограниченной видимости. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области измерительных систем и комплексов боевых летательных аппаратов. 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. 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.

Наверх