Патент на изобретение №2178147

(54) КОМПЛЕКСНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА

(57) Реферат:

Изобретение предназначено для использования в составе комплексов навигационного оборудования летательных аппаратов. В систему, содержащую автономную навигационную систему, спутниковую навигационную систему, два интегратора, два корректирующих фильтра и четыре сумматора, дополнительно введены два усилителя, два сумматора, два интегратора, линия задержки и дифференциальное звено, что обеспечивает повышение точности определения координат местоположения и скорости летательных аппаратов. 2 з. п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения.

Системы измерения координат и скорости являются одними из основных навигационных средств на борту самолетов и вертолетов. От качества и надежности их работы во многом зависит эффективность применения этих летательных аппаратов (ЛА).

На борту современных летательных аппаратов (ЛА) широкое применение нашли автономные навигационные системы (АНС). Описание некоторых из них приведено в книге Помыкаева И. И, Селезнева В. П. , Дмитроченко Л. А. “Навигационные приборы и системы”. М. : Машиностроение, 1983.

АНС, как правило, объединяют в своем составе датчики курса, вертикали, ускорения и скорости и служат для измерения и выдачи потребителям координат и скорости ЛА.

Для автономного измерения курса, крена и тангажа на борту современных ЛА широкое применение нашли системы на основе гироскопических и магнитных устройств – курсовые системы (КС), гировертикали (ГВ), курсовертикали (KB) и инерциальные навигационные системы (ИНС). Описание некоторых из них приведено в вышеупомянутой книге “Навигационные приборы и системы” (глава 4) и книге “Аппаратура измерения курса и вертикали на воздушных судах гражданской авиации”. М. : Машиностроение, 1989.

Для автономного измерения скорости на борту современных ЛА широкое применение нашли системы на основе гироскопических, аэрометрических и доплеровских устройств – ИНС, системы воздушных сигналов (СВС) и доплеровские измерители скорости (ДИС). Описание некоторых из них приведено в вышеупомянутой книге “Навигационные приборы и системы” (главы 2, 3, 7).

В составе бортового оборудования ЛА всегда присутствуют, в какой-либо комбинации системы для одновременного измерения курса, крена, тангажа, ускорения и скорости. Например, это могут быть одновременно КС+ГВ+ДИС, или KB+СВС, или ИНС. В составе АНС возможны и другие комбинации автономных датчиков для измерения курса, крена, тангажа, ускорения и скорости.

Кроме этого, для целей резервирования, в составе бортового оборудования ЛА одновременно применяют несколько датчиков для измерения однотипных параметров. Так, очень типичными для оборудования современных самолетов являются следующие комбинации автономных датчиков для измерения курса, крена, тангажа, ускорения и скорости – ИНС+KB+СВС и ИНС+ИНС+KB+СВС+ДИС. Для оборудования современных вертолетов типичными являются следующие комбинации автономных датчиков для измерения курса, крена, тангажа, ускорения и скорости – ИНС+KB+ДИСС+СВС и КС+ГВ+ГВ+СВС+ДИС.

На основе данных о курсе, крене, тангаже, ускорении и скорости в составе АНС определяют значения составляющих вектора путевой скорости в земной (географической и/или ортодромической) системе координат и осуществляют счисление координат местоположения ЛА.

Гироскопические датчики курса, крена и тангажа из состава КС, ГВ, KB и ИНС, как правило, недостаточно точны и имеют увеличивающуюся во времени погрешность.

Датчики ускорения и скорости так же, как правило, имеют достаточно большие погрешности и координаты, полученные счислением скорости, будут недостаточно точны и так же будут содержать увеличивающуюся во времени погрешность.

Таким образом, основным недостатком АНС является недостаточная точность определения скорости и координат местоположения ЛА. В составе бортового оборудования ЛА этот недостаток АНС устраняют путем периодической коррекции данных по скорости и координатам от других высокоточных, но неавтономных систем.

Как следует из вышеупомянутой книги “Навигационные приборы и системы” (глава 8, 9), а также книги Ярлыкова М. С. “Статистическая теория радионавигации”. М. : Радио и связь, 1985, для этих целей могут быть использованы данные от радиотехнических систем дальней и ближней навигации, корреляционно-экстремальных навигационных систем по различным геофизическим полям Земли, астросистем и др.

В настоящее время в составе бортового оборудования ЛА все большее применение находят спутниковые навигационные системы (СНС). На основе сигналов, принимаемых от искусственных спутников Земли, СНС обеспечивают высокоточные измерения координат местоположения и составляющих вектора скорости ЛА в географической системе координат. Описание принципов построения и особенностей функционирования СНС приведено в вышеупомянутой книге “Статистическая теория радионавигации” (глава 12).

Анализ тенденций развития бортового оборудования современных ЛА показывает, что использование сигналов от СНС в обозримом будущем будет основным способом повышения точности определения скорости и координат местоположения на борту ЛА.

Для предлагаемой комплексной навигационной системы наиболее близкой по технической сущности из известных аналогов является инерциально-радионавигационная система, структурные схемы которой приведены на рис. 9.4 в вышеупомянутой книге “Навигационные приборы и системы” (cтp. 394).

При этом имеем в виду, что, поскольку СНС обеспечивает одновременное измерение скорости и координат местоположения, вместо “Навигационного корректора” и “ДИСС” используется СНС.

Будем считать, что данная комплексная навигационная система (КНС), с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, а также с целью большей функциональной общности, содержит автономную навигационную систему (АНС), спутниковую навигационную систему (СНС), два интегратора (И1, И2), два корректирующих фильтра (Ф1, Ф2) и четыре сумматора (С1, С2, С3, С4).

Основным недостатком данной КНС является потенциально недостаточная точность коррекции координат местоположения и скорости полета ЛА по данным от СНС.

Как известно, для СНС, как отечественных, так и зарубежных, такт обновления данных о скорости и координатах местоположения равен 1 секунде. Это означает, что в течение одной секунды выходные сигналы СНС несмотря на перемещение и различные маневры ЛА постоянны.

При этом они с высокой степенью точности отнесены к определенному моменту времени. Для потребителей сигналов СНС этот момент времени обозначается специальным кратковременным сигналом типа разовой команды, выдаваемым с отдельного выхода СНС. При этом начало выдачи из СНС выходных сигналов по скорости и координатам может быть смещено во времени относительно этой разовой команды на строго фиксированный временной интервал (далее Т_Э). Как показывает практика, значение этого интервала для различных типов СНС может находиться в диапазоне 0,1-0,3 секунды.

Бортовое оборудование современных ЛА, как правило, базируется на элементах цифровой техники, поэтому корректируемые сигналы по скорости и координатам также имеют дискретный характер. Однако такт их обновления, как правило, не превышает 0,1 секунды, что на порядок меньше такта обновления сигналов от СНС и поэтому при дальнейшем анализе дискретностью свойств их сигналов можно пренебречь.

Неучет дискретных свойств сигналов от СНС может приводить к погрешности коррекции координат и скорости ЛА.

Как показывает теоретический и экспериментальный анализ характера проявления погрешностей, они носят случайный характер, а их характеристики соответствуют равномерному закону распределения вероятностей.

Математические ожидания погрешностей по координатам M_X и скорости M_V прямо пропорциональны такту обновления данных в СНС Т_CHC и, соответственно, текущей путевой скорости V и текущему относительному ускорению а.

M_X= VT_СНС/2;
M_V= aT_СНС/2.
Среднеквадратические отклонения погрешностей по координатам _X и скорости _V также находятся в прямо пропорциональной зависимости от такта обновления данных в СНС Т_CHC и, соответственно, текущей путевой скорости ЛА V и текущего относительного ускорения ЛА а:
_X= VT_СНС/3,464;
_V= aT_СНС/3,464.
Предлагаемая комплексная навигационная система позволяет обеспечить повышение точности определения скорости и координат местоположения ЛА.

Технический результат в части повышения точности определения координат местоположения ЛА обеспечивается введением в состав комплексной навигационной системы дополнительных первого усилителя (У1), третьего интегратора (И3), пятого сумматора (С5) и линии задержки (ЛЗ).

Технический результат в части повышения точности определения скорости полета ЛА обеспечивается введением в состав комплексной навигационной системы дополнительных второго усилителя (У2), четвертого интегратора (И4) и шестого сумматора (С6).

Кроме этого, учитывая, что в некоторых АНС, особенно из состава предыдущих поколений авиационной техники, не всегда доступен выход по ускорению ЛА, с целью расширения функциональных возможностей, в состав КНС дополнительно введено дифференциальное звено (ДЗ).

На фиг. 1 представлена структурная блок-схема КНС – прототипа.

На фиг. 2, 3 и 4 представлены блок-схемы предлагаемой КНС.

На фиг. 5 приведен рисунок, иллюстрирующий дискретные свойства выходных сигналов СНС.

Предлагаемая КНС содержит: 1 – АНС, 2 – СНС, 3 – И1, 4 – И2, 5 – Ф1, 6 – Ф2, 7 – С1, 8 – С2, 9 – С3, 10 – С4, 11 – И3, 12 – У1, 13 – С5, 14 – ЛЗ, 15 – И4, 16 – У2, 17 – С6, 18 – ДЗ.

С помощью АНС определяют вектор ускорения ЛА a_ЛА.

В составе КНС АНС связана с С1, У2 и И4.

С помощью СНС определяют вектор скорости V_СНС и вектор координат местоположения ЛА Х_СНС. СНС также формирует и выдает с периодом в одну секунду кратковременный сигнал типа разовой команды “МВ” (метка времени).

В составе КНС СНС связана с ЛЗ, С3 или С5, С4 или С6.

С помощью С1 в векторный сигнал ускорения ЛА a_ЛА вводят корректирующий сигнал от Ф2 К₂ в соответствии с соотношением:
a^К_ЛА= a_ЛА–K₂.
При необходимости в сигнале ускорения а_ЛА с помощью корректирующего сигнала K₂ компенсируют вектор ускорения силы тяжести g.

В составе КНС С1 связан с АНС, И1 и Ф2.

С помощью И1 определяют вектор скорости V_ЛА в соответствии с соотношением:
V_ЛА= a^К_ЛАdt.
Нулевое начальное состояние интегратора задается в момент включения системы.

В составе КНС И1 связан с С1, С2, С4, У1, И3 и ДЗ.

С помощью С2 в векторный сигнал ускорения ЛА V_ЛА вводят корректирующий сигнал от Ф1 К₁ в соответствии с соотношением:
V^К_ЛА= V_ЛА–K₁.
В составе КНС С2 связан с И1, И2 и Ф1.

С помощью И2 определяют вектор координат местоположения Х_ЛА в соответствии с соотношением:
X_ЛА= V^К_ЛАdt.
Начальное состояние интегратора задается в момент включения системы.

В составе КНС И2 связан с С2 и С3.

С помощью С3 осуществляют измерение погрешности в векторном сигнале координат местоположения Х_ЛА по данным о векторе координат местоположения Х_СНС, полученного по данным от СНС или вычисленного в третьем интеграторе:
X_ЛА= X_ЛА-X_СНС.
В составе КНС С3 связан с И2, Ф1, СНС или И3.

С помощью С4 осуществляют измерение погрешности в векторном сигнале скорости V_ЛА по данным о векторе скорости V_СНС, полученного по данным от СНС или вычисленного в четвертом интеграторе:
V_ЛА= V_ЛА-V_СНС.
В составе КНС С4 связан с И1, Ф2, СНС или И4.

С помощью корректирующих фильтра Ф1 и Ф2 формируют корректирующие сигналы К₁ и К₂, подаваемые через С1 и С2 на входы И1 и И2.

Формирование корректирующих сигналов, обеспечивающих оценку погрешностей КНС по скорости и координатам местоположения, может быть осуществлено с использованием любого из известных методов оценивания случайных сигналов.

Например, при описании устройства-прототипа в вышеупомянутой книге “Навигационные устройства” на стр. 394-395 говорится, что “. . . каналы коррекции обеспечивают приемлемые динамические свойства комплексной системы при простейших передаточных функциях фильтров коррекции в виде усилительных звеньев. . . “.

Лучшие динамические свойства дает применение методов оптимального комплексирования. Например, в Ф1 и Ф2 может быть использован метод оптимальной фильтрации Калмана. Описание принципов построения и особенностей построения фильтров коррекции на основе метода оптимальной фильтрации Калмана приведено в вышеупомянутой книге “Статистическая теория радионавигации” (глава 5).

В составе КНС Ф1 связан с С3 и С2.

В составе КНС Ф2 связан с С4 и С1.

С помощью И3, У1, С5 и ЛЗ осуществляют синхронизацию существенно дискретных сигналов от СНС по координатам с аналогичными сигналами, полученными по данным от АНС в соответствии с соотношением:

Х^В _СНС – выходной сигнал СНС по координатам.

С помощью У1 осуществляют экстраполяцию (прогнозирование) приращения вектора координат от СНС на фиксированный интервал времени Т_Э.

Х_Э= Т_ЭV_ЛА.

В составе КНС У1 связан с И1 и С5.

С помощью С5 осуществляют экстраполяцию вектора координат от СНС на фиксированный момент времени Т₀+Т_Э (Т₀ – момент выдачи разовой команды “MB”:
X^ВЭ _CHC= X^В _CHC+X_э
В составе КНС С5 связан с СНС, И3 и У1.

С помощью И3 осуществляют экстраполяцию значения вектора координат от СНС на текущий момент времени путем счисления вектора скорости ЛА на интервале времени от 0 до 1 секунды:

Начальное состояние интегратора, равное Х^ВЭ _СНС, задается в момент поступления в интегратор из СНС и задержанной в ЛЗ на время Т_Э разовой команды “МВ”.

В составе КНС И3 связан с И1, ЛЗ, С5 и С3.

С помощью ЛЗ осуществляют задержку разовой команды “MB” от СНС на фиксированный интервал времени Т_Э.

В составе КНС ЛЗ связана с СНС, И3 и И4.

С помощью И4, У2 и С6 осуществляют синхронизацию существенно дискретных сигналов от СНС по скорости с аналогичными сигналами, полученными по данным от АНС в соответствии с соотношением:

С помощью У2 осуществляют экстраполяцию приращения вектора скорости от СНС на фиксированный интервал времени Т_Э:
V_Э= T_Эa_ЛА.
В составе КНС У2 связан с С6 и АНС или ДЗ.

С помощью С6 осуществляют экстраполяцию вектора скорости от СНС на фиксированный момент времени Т₀+Т_Э:
V^ВЭ _СНС= V^В _СHС+V_э.

В составе КНС С6 связан с СНС, И4 и У2.

С помощью И4 осуществляют экстраполяцию значения вектора скорости от СНС на текущий момент времени путем счисления вектора ускорения ЛА на интервале времени от 0 до 1 секунды:

Начальное состояние интегратора, равное V^ВЭ _СНС, задается в момент поступления в интегратор из СНС и задержанной в ЛЗ разовой команды “МВ”.

В составе КНС И4 связан с АНС или ДЗ, ЛЗ, С4 и С6.

ДЗ предназначено для определения вектора ускорения ЛА, в случае если в составе АНС не предусмотрена возможность использования сигнала по ускорению в других устройствах, помимо использования его для получения вектора скорости ЛА.

В составе КНС ДЗ связано с И1, У2 и И4.

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.

Формула изобретения

1. Комплексная навигационная система летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные автономную навигационную систему, первый сумматор, первый интегратор, второй сумматор, второй интегратор, третий сумматор и первый корректирующий фильтр, выход которого соединен с вычитающим входом второго сумматора, а также последовательно соединенные спутниковую навигационную систему, четвертый сумматор и второй корректирующий фильтр, выход которого соединен с вычитающим входом первого сумматора, причем выход первого интегратора подан также на суммирующий вход четвертого сумматора, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены последовательно соединенные усилитель, пятый сумматор и третий интегратор, выход которого подан на вычитающий вход третьего сумматора, а второй вход соединен с выходом первого интегратора, а также линия задержки, включенная между третьим входом третьего интегратора и третьим выходом спутниковой навигационной системы, второй выход которой подан на второй вход пятого сумматора, причем вход усилителя соединен с выходом первого интегратора.

2. Комплексная навигационная система по п. 1, отличающаяся тем, что к выходу автономной навигационной системы дополнительно подключены последовательно соединенные второй усилитель, шестой сумматор и четвертый интегратор, при этом первый выход спутниковой навигационной системы соединен с первым входом четвертого сумматора через последовательно соединенные шестой сумматор и четвертый интегратор, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом автономной навигационной системы и выходом линии задержки.

3. Комплексная навигационная система по п. 1, отличающаяся тем, что к выходу первого интегратора дополнительно подключены последовательно соединенные дифференциальное звено, второй усилитель, шестой сумматор и четвертый интегратор, при этом первый выход спутниковой навигационной системы соединен с первым входом четвертого сумматора через последовательно соединенные шестой сумматор и четвертый интегратор, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом дифференциального звена и выходом линии задержки.

РИСУНКИ