Патент на изобретение №2207513

(54) КОМБИНИРОВАННЫЙ СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И НАБЛЮДАЕМОГО С ЕГО БОРТА ОБЪЕКТА В СТАБИЛИЗИРОВАННОЙ СИСТЕМЕ КООРДИНАТ, КОМПЛЕКСНАЯ СИСТЕМА ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиационному приборостроению, в частности к информационным средствам прицеливания и группового пилотирования летательных аппаратов (ЛА). По предлагаемому способу направляющие косинусы используемых матриц перехода вычисляют методом интегрирования дифференциальных уравнений Пуассона и инерциальной навигации, на интервале наблюдения формируют значения параметров движения наблюдаемого объекта комбинированным способом – непрерывным и дискретным. Вводят операции совместной обработки нескольких источников информации об одном и том же параметре для дополнительного повышения точности его оценивания. Комплексная система, реализующая комбинированный способ, содержит бортовую радиолокационную или/и электронно-оптическую систему, вычислитель бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы, три блока матричных преобразователей, аэрометрические датчики угла атаки и скольжения ЛА, датчик истинной воздушной скорости ЛА, четыре алгебраических сумматора, блоки датчиков абсолютных скоростей и линейных ускорений ЛА, гироинерциальную навигационную систему, четыре блока фильтров идентичных параметров, интеграторный матричный преобразователь, первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта, второй вычислитель дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта, комплексный интеграторный матричный преобразователь. Перечисленные блоки соединены между собой соответствующим образом. Технический результат состоит в повышении быстродействия и точности формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат. 2 с.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационному приборостроению, в частности к информационным средствам прицеливания и группового пилотирования летательных аппаратов.

Патентный поиск в ВПТБ по классификациям “Прицелы и их детали” МПК F 41 G 1/00-1/54, 3/16, 3/24, 11/00, “Измерение с помощью гироскопического эффекта” G 01 Р 9/00-9/04, “Измерение параметров полета самолетов, линейные” В 64 Д 43/02, G 01 Р 3/00-3/80, “Навигационные, связанные с измерением скорости или ускорения” G 01 С 21/10-21/18, “Комбинированные для измерения двух и более параметров движения” G 01 С 23/00 не позволил найти явных ни аналогов, ни прототипа. Поэтому в качестве прототипа взят способ, указанный в [1], стр. 43-49, для устройства, изложенное в [2], стр. 163, 164.

Известный способ заключается в том, что на борту ЛА O() с помощью радиолокационной или/и электронно-оптической системы (на фиг. 3, блок 1) непрерывно сопровождают объект Oб() (фиг. 1) и измеряют:
– вектор относительной дальности до объекта D()
D() = {D(),(),()},
где D() – модуль вектора относительной дальности, измеряемый дальномерным каналом – первый выход блока 1,
(),() – углы пеленга, то есть ориентации системы координат, связанной с антенной/головкой радиолокационной/электронно-оптической системой O()X_D()Y_D()Z_D() относительно конструкции ЛА (связанной системы координат O()X₁()Y₁()Z₁(), измеряемых с помощью, например, потенциометрических датчиков угломерных каналов – девятый и десятый выходы блока 1 соответственно;
– – скорость и ускорение сближения с объектом (первую и вторую локальные производные относительной дальности D() – второй и третий выходы блока 1;
– _D() – вектор абсолютной угловой скорости вращения вектора D() по составляющим _XD(),_YD(),_ZD() – в проекциях на оси системы координат O()X_D()Y_D()Z_D() с помощью, например, скоростных гироскопов, устанавливаемых на антенне / головке радиолокационной / электронно-оптической бортовой системы – четвертый, пятый и шестой выходы блока 1 соответственно;
– – первые производные от составляющих _YD(),_ZD() абсолютной угловой скорости – седьмой и восьмой выходы блока 1.

На фиг. 3 приведена структурная схема реализации существующего способа, где показаны: 1 – бортовые радиолокационная или/и электронно-оптическая системы, 2 – вычислитель бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы, 3 – блок первого матричного преобразователя, 4 – аэрометрический датчик угла атаки летательного аппарата, 5 – датчик истинной воздушной скорости летательного аппарата, 6 – блок второго матричного преобразователя, 7 – блок третьего матричного преобразователя, 8 – аэрометрический датчик угла скольжения летательного аппарата, 9 и 10 – соответственно первый и второй алгебраические сумматоры, 11 – блок датчиков абсолютных угловых скоростей летательного аппарата, 12 – блок датчиков линейных ускорений летательного аппарата, 13 – гироинерциальная навигационная система.

В вычислителе бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы 2 на основании перечисленных выше данных вычисляют по составляющим системы координат O()X_D()Y_D()Z_D() первую и вторую производные вектора относительной дальности D()


которые по сути являются векторами относительных скорости [V_Цr()]_D = [dD()/dt]_D и ускорения [j_Цr()]_D = [d²D()/dt²]_D наблюдаемого объекта относительно летательного аппарата и поданы соответственно на его первый и второй выходы. Первый-восьмой входы блока 2 подключены соответственно к первому-восьмому выходам блока 1.

В блоке первого матричного преобразователя 3 получают синусы, косинусы углов пеленга (),(), направляющие косинусы _ij() матрицы перехода M_lD() от системы координат O()X_D()Y_D()Z_D() к системе , связанной с летательным аппаратом

и формируют соответственно на втором, третьем и первом выходах значения векторов относительной дальности [D()]₁, скорости [V_Цr()]₁ и ускорения [j_Цr()]₁ наблюдаемого объекта по составляющим именно в этой системе координат
[D()]₁ = M_lD()[D()0 0]_D;
[V_Цr()]₁ = M_lD()[V_Цr()]_D;
[j_Цr()]₁ = M_lD()[j_Цr()]_D,
для чего входы блока 3 соединены соответственно первый, второй и четвертый с десятым, девятым и первым выходами блока 1, пятый и третий – с первым и вторым выходами блока 2.

Измеряют текущие значения параметров полета ЛA, а именно:
– воздушную скорость V₁() с помощью, например, прибора 5 типа ДВС;
– углы атаки и скольжения
_AT(),_CK(), (1)
аэрометрическими датчиками 4 и 8 флюгерного типа ДУА, ДУС соответственно,
– линейные ускорения ЛА [j₁()]₁ = [j_1×1()j_1y1()j_1z1()]^T, где Т – символ транспонирования векторов, матриц, с помощью блока датчиков линейных ускорений 12 типа БДЛУ – выходы первый-третий соответственно, установленного осями чувствительности вдоль строительных осей ОХ₁, OY₁, ОZ₁, образующих упомянутую выше правую прямоугольную систему координат O()X₁()Y₁()Z₁(), связанную с летательным аппаратом,
– абсолютные угловые скорости вращения ЛА вокруг центра масс [₁()]₁ = [_1×1() _1y1() _1z1()]^T с помощью блока датчиков угловых скоростей 11 типа БДУС – выходы первый, второй, третий соответственно, также установленного осями чувствительности вдоль строительных осей ЛА. Во втором блоке матричного преобразователя 6 получают синусы, косинусы углов _AT(),_CK() и направляющие косинусы матрицы перехода M_1V1() от системы координат O()X_V1()Y()Z(), связанной с вектором воздушной скорости, к системе O()X₁()Y₁()Z₁()

и формируют на выходе блока 6 значение вектора воздушной скорости летательного аппарата [V₁()]₁ по составляющим именно в связанной с ЛА системе координат. При этом первый, второй и третий входы блока 6 подключены соответственно к выходам датчиков 4, 5 и 8.

С помощью гироинерциальной навигационной системы 13 типа ГИНС измеряют значения углов курса (), тангажа () и крена () ЛА – выходы первый, второй, третий, определяют в проекциях на оси стабилизированной системы координат O()XY_gZ вектора скорости ветра [U()]_g = [U_X()U_Yg()U_Z()]^T – выходы тринадцатый, четырнадцатый, пятнадцатый, “земной” скорости [W()]_g = [W_X()W_Yg()W_Z()]^T – выходы десятый, одиннадцатый, двенадцатый, линейных ускорений
[j₁()]_g = [j_1X()j_1Yg()j_1Z()]^T – (2)
выходы четвертый, пятый, шестой и линейных координат ЛА [L₁()]_g = [L_1X()L_1Yg()L_1Z()]^T – выходы седьмой, восьмой, девятый.

В блоке третьего матричного преобразователя 7 получают синусы, косинусы углов (),(),() и направляющие косинусы матрицы перехода M_g1() от связанной с летательным аппаратом O()X₁()Y₁()Z₁() к стабилизированной O()XY_gZ системе координат

и формируют на втором, третьем, четвертом и первом выходах соответственно значения векторов [V₁()_g,[D()]_g,[V_Цr()]_g,[j_Цr()]_g по составляющим в стабилизированной системе координат
[V₁()]_g = M_g1()[V₁()]₁; (4)
[D()]_g = M_g1()[D()]₁; (5)
[V_Цr()]_g = M_g1()[V_Цr()]₁;
[j_Цr()]_g = M_g1()[j_Цr()]₁,
для чего входы блока 7 связаны, соответственно, первый, третий и четвертый с первым, вторым и третьим выходами блока 3, второй с выходом блока 6, пятый, шестой и седьмой с первым, вторым и третьим выходами блока 13.

Вектор воздушной скорости наблюдаемого объекта [V_Ц()]_g получают на выходе сумматора 9, где реализуют зависимость
[V_Ц()]_g = [V₁()]_g+[V_Цr()]_g, (6)
для чего его первый и второй входы подключены соответственно к четвертому и второму выходам блока 7.

Вектор линейного ускорения наблюдаемого объекта [j_Ц()]_g получают на выходе сумматора 10, где реализуют зависимость
[j_Ц()]_g = [j₁()]_g+[j_Цr()]_g (7)
для чего его первый “векторный” вход соединен с четвертым-шестым выходами блока 13, а второй вход – с первым выходом блока 7.

Изложенный существующий способ “непрерывных” измерений и формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат имеет ряд существенных недостатков. Во-первых, он содержит множество громоздких цифровых операций вычисления тригонометрических функций, направляющих косинусов, матричных преобразований, что затрудняет его реализацию в реальном масштабе времени даже в современных бортовых быстродействующих цифровых управляющих вычислительных системах. Во-вторых, измеряемые данные _AT(), _CK(), (), (), (), (), (), … содержат большие флуктуационные ошибки, которые, многократно входя в матричные преобразования, в основном и определяют низкую точность вычисляемых параметров движения.

По предлагаемому изобретению:
I. Изменяют технологию получения направляющих косинусов матриц перехода M_1g(),M_gD() и вычисляют их не через тригонометрические функции текущих значений углов, а методом интегрирования дифференциальных кинематических уравнений Пуассона:



и



где

– текущие значения производных направляющих косинусов,
по данным 11 блока скоростных гироскопов БДУС _X1(),_Y1(),_Z1() и с выходов четыре-шесть блока 1 _XD(),_YD(),_ZD() соответственно, при начальных значениях интегрирования ₁₁(0),₁₂(0),…,₃₂(0),₃₃(0) и ₁₁(0),₁₂(0),…,₃₂(0),₃₃(0),, однократно и синхронно вычисляемых соответственно по (3) и по алгоритму M_gD(0) = M_g1(0)M_1D(0). При этом не только повышается более чем в два-четыре раза быстродействие вычислений матриц, но и происходит “сглаживание” флуктуационных помех операцией интегрирования, что способствует повышению точности.

II. Составляющие вектора истинной воздушной скорости V_1g(t) летательного аппарата на интервале наблюдения 0<t вычисляют сразу по составляющим стабилизированной системы координат, поскольку применяют операцию интегрирования, но теперь дифференциальных уравнений инерциальной навигации [3]

по данным от блока 12 датчиков линейных ускорений БДЛУ и значений текущих решений уравнений Пуассона при начальных условиях, вычисляемых как разности соответствующих проекций “земной” скорости W_g(0) летательного аппарата и скорости ветра U_g(0), получаемых от гироинерциальной системы. Вычисленные по (4*) более точные значения V_1g(t) позволяют в свою очередь с повышенной точностью определять аналитическим методом углы атаки _AT(t) и скольжения _CK(t) ЛА

а также в (6) вектор скорости [V_Ц()]_g наблюдаемого объекта.

III. Дополнительно на интервале наблюдения 0<t суммируют высокоточные значения векторов линейных координат летательного аппарата [L₁()]_g и относительной дальности [D()]_g, вычисленной по (5) с уточненным значением матрицы M_1g(), и получают высокоточные значения радиус-вектора сопровождаемого объекта [D_Ц()]_g сразу в стабилизированной неподвижной относительно воздуха (фиг. 1) системе координат B()XY_gZ
[D_Ц()]_g = [L₁()]_g+[D()]_g, (8)
и на основе его дискретных отсчетов на интервале наблюдения формируют дополнительные значения параметров движения наблюдаемого объекта по дополнительно внедренному, но известному, алгоритму способа “дискретных” измерений


где [D_Ц(_i)]_g – дискретизируемые по времени _i значения вектора (8);
– дискретные внутриинтервальные значения векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта.

Таким образом сочетают способы “непрерывных” и “дискретных” измерений (фиг. 1, 2) и реализуют предлагаемый “комбированный” способ.

IV. Дополнительно на интервале наблюдения 0<t дискретизируют по времени _i значения (6) вектора [V_Ц()]_g, полученные с использованием уточненных по п.1 матрицы M_gD() и по п.II значения вектора [V_1g(t)]_g, и формируют еще одно значение вектора ускорения наблюдаемого объекта по известному алгоритму “дискретного” способа

V. Дополнительно вводят для превращения избыточной информации в повышенную точность формирования оцениваемых параметров операции совместной обработки (фильтрации) двух источников информации z₁, z₂ об одном и том же параметре u₁, например, известным образом с помощью простейшего алгоритма [4]
z₁ = u₁+u;z₂ = u₁+₂;

где u случайная медленноизменяющаяся ошибка определения параметров движения, присущая алгоритмам (1*), (4*), (6*), (7*), (7**);
₂ – флуктуационная случайная центрированная ошибка определения тех же соответствующих параметров движения, присущая алгоритмам (1),(4),(6), (7);
T – постоянная времени алгоритма оценивания;
р – оператор дифференцирования;
– оценка этого параметра.

Таким образом, предлагаемым комбинированным способом устраняются недостатки существующего способа, достигается технический результат – повышенное быстродействие (реализуемость) и точность формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат.

На фиг. 4 приведена структурная схема предлагаемой комплексной системы реализации комбинированного способа формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат, где по отношению к прототипу сохранена нумерация и суть имевших место элементов структуры и дополнительно введены: 14, 17, 21, 22 – блоки фильтров идентичных параметров, 15 – интеграторный матричный преобразователь, 16 – второй вычислитель дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта, 18 – комплексный интеграторный матричный преобразователь, 19, 23 – дополнительные третий и четвертый алгебраические сумматоры, 20 – первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта.

В отличие от прототипа бортовая радиолокационная или/и электронно-оптическая система 1 первым – данные об относительной дальности D(), четвертым-шестым данные о векторе абсолютной угловой скорости вращения антенны/головки [_D()]_D = [_XD()_YD()_ZD()]^T выходами подключена дополнительно соответственно к третьему скалярному и первому “векторному” входу интеграторного матричного преобразователя 15, со вторым и четвертым входами которого соединены соответственно второй и первый выходы вычислителя бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы 2 – данные соответственно о векторах относительною ускорения [j_Цr()]_D и скорости [V_Цr()]_D наблюдаемого объекта, с пятым входом – пятый выход блока третьего матричного преобразователя 7 – данные о направляющих косинусах матрицы перехода M_g1(0) в начальный момент времени интегрирования, с шестым входом – четвертый выход блока первого матричного преобразователя 3 – данные о направляющих косинусах матрицы перехода M_1D(0) в начальный момент времени интегрирования. На первом, втором и третьем выходах интеграторного матричного преобразователя 15 формируются в процессе интегрирования соответственно вектора относительных ускорения [j_Цr()]_g, дальности [D()]_g и скорости [V_Цr()]_g наблюдаемого объекта сразу в стабилизированной системе координат и подаются на вторые входы соответственно второго 10, третьего 19 и первого 9 алгебраического сумматора.

Комплексный интеграторный матричный преобразователь 18 входами связан: первым “векторным” с первым-третьим выходами блока датчиков абсолютных угловых скоростей [₁()]₁ = [_1×1()_1y1()_1z1()]^T летательного аппарата 11, вторым “векторным” с первым-третьим выходами блока 12 датчиков линейных ускорений летательного аппарата [j₁()]₁ = [j_1×1()j_1y1()j_1z1()]^T; третьим “векторным” с выходом четвертого алгебраического сумматора 23 для ввода начальных значений интегрирования по истинной воздушной скорости [V₁(0)]_g= [(W_Xg(0)-U_Xg(0)) (W_Yg(0)-U_Yg(0)) (W_Zg(0)-U_Zg(0))] ^T; четвертым с пятым выходом блока третьего матричного преобразователя 7 для ввода начальных значений интегрирования по направляющим косинусам матрицы перехода ; выходами соединен: первым с первым входом первого сумматора и одновременно с первым выходным информационным каналом для передачи на интервале наблюдения значений вектора скорости летательного аппарата по составляющим в стабилизированной системе координат [V₁(t)]_g, вторым и четвертым со вторыми входами первого 14 и четвертого 22 блоков фильтров идентичных параметров углов атаки _AT(t) и скольжения _CK(t) соответственно; третьим с шестым выходным информационным каналом для передачи на интервале наблюдения значений матрицы перехода M_g1().
Первый алгебраический сумматор 9 связан выходом одновременно со вторым входом третьего блока фильтров идентичных параметров 21 и входом второго вычислителя дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта 16 и передает по этим связям информацию о непрерывном значении вектора скорости наблюдаемого объекта [V_Ц()]_g = [V₁()]_g+[V_Цr()]_g.

Второй алгебраический сумматор 10 первым “векторным” входом соединен с четвертым, пятым и шестым выходами гироинерциальной навигационной системы 13 для приема информации о векторе линейных ускорений летательного аппарата [j₁()]_g, а выходом связан с вторым входом второго блока фильтров идентичных параметров 17 и передает по этим связям информацию о непрерывном значении вектора ускорения наблюдаемого объекта [j_Ц()]_g = [j₁()]_g+[j_Цr()]_g.

Третий алгебраический сумматор 19 первым “векторным” входом подключен к седьмому-девятому выходам гироинерциальной навигационной системы 13 для приема информации о векторе линейных координат летательного аппарата [L₁()]_g = [L_1X()L_1Yg()L_1Z()]^T, а выходом – к входу первого вычислителя дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта 20 для передачи данных о радиус-векторе сопровождаемого наблюдаемого объекта [D_Ц()]_g = [L₁()]_g+[D()]_g.

Четвертый алгебраический сумматор 23 первым и вторым “векторными” входами связан с гироинерциальной навигационной системой 13 для приема информации о векторах, соответственно, “земной” скорости летательного аппарата [W()]_g = [W_X()W_Yg()W_Z()]^T – выходы десятый-двенадцатый, и скорости ветра [U()]_g = [U_X()U_Yg()U_Z()]^T – выходы тринадцатый-пятнадцатый.

Первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта 20 первым выходом подключен к третьему входу второго блока фильтров идентичных параметров 17 и передает по этой связи информацию о дискретных значениях вектора ускорения наблюдаемого объекта , вторым выходом к первому входу третьего блока фильтров идентичных параметров 21 и передает по этой связи информацию о дискретных значениях вектора скорости наблюдаемого объекта .

Второй блок фильтров идентичных параметров 17 первым входом соединен с выходом второго вычислителя дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта 16, а выходом – с третьим выходным информационным каналом для передачи на интервале наблюдения значений оценки вектора ускорения наблюдаемого объекта по составляющим в стабилизированной системе координат .

Третий блок фильтров идентичных параметров 21 выходом подключен к четвертому выходному информационному каналу для передачи на интервале наблюдения значений оценки вектора скорости наблюдаемого объекта по составляющим в стабилизированной системе координат .

Первый блок фильтров идентичных параметров 14 первым входом связан с выходом существующего датчика угла атаки 4, а выходом подсоединен к седьмому выходному информационному каналу для передачи на интервале наблюдения значений оценки угла атаки .

Четвертый блок фильтров идентичных параметров 22 первым входом соединен с выходом существующего датчика угла скольжения 8, а выходом подключен к пятому выходному информационному каналу для передачи на интервале наблюдения значений оценки угла скольжения .

На второй выходной информационный канал, связанный непосредственно с четвертым-шестым выходами гироинерциальной навигационной системы, поступает, как и у прототипа, информация о векторе ускорения летательного аппарата по составляющим в стабилизированной системе координат [j₁()]_g.

Перечень графических материалов
1. Первый лист:
Фиг. 1. Векторная схема непрерывного определения текущих координат летательного аппарата и наблюдаемого объекта.

Фиг. 2. Векторная схема дискретного определения текущих координат летательного аппарата и наблюдаемого объекта.

Фиг. 3. Схема структурная существующего устройства непрерывного формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат.

Фиг. 4. Схема структурная предлагаемой комплексной системы формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат.

Источники информации
1. Мубаракшин Р.В. и др. Прицельные системы стрельбы. Часть 1. М., ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1973, стр.39-51 по способу.

2. Балуев В. М. и др. Воздушная стрельба и прицелы. – М.: ВВИА им Н.Е. Жуковского, 1958, с.163, 164 по устройству.

3. Помыкаев И. И. и др. Навигационные приборы и системы. – М.: Машиностроение, 1983, с.286-289 по способу доп.

4. Красовский А.А. Основы теории управления и системотехники. Материалы лекций. – М.: ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1986, с.221-224 по способу доп.

Формула изобретения

1. Комбинированный способ формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат, заключающийся в том, что объект сопровождают с помощью бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы непрерывно и при этом измеряют составляющие вектора относительной дальности, их первые и вторые производные, в том числе и компоненты вектора его абсолютной угловой скорости, вычисляют значения векторов относительной скорости и ускорения наблюдаемого объекта в проекциях на оси правой прямоугольной дальномерной системы координат, связанной с антенной/головкой радиолокационной/электронно-оптической системы относительно конструкции летательного аппарата, по углам пеленга вычисляют синусы и косинусы этих углов, направляющие косинусы матрицы перехода от дальномерной к связанной с летательным аппаратом системе координат, с помощью гироинерциальной системы по составляющим стабилизированной системы координат определяют векторы линейного ускорения, “земной” скорости, линейных координат летательного аппарата, скорости ветра, измеряют углы курса, тангажа, крена, вычисляют синусы и косинусы этих углов, направляющие косинусы матрицы перехода от связанной с летательным аппаратом к стабилизированной системе координат и по составляющим последней получают непрерывно вычисляемые значения векторов истинной воздушной скорости летательного аппарата, скорости и ускорения наблюдаемого объекта, отличающийся тем, что на интервале наблюдения направляющие косинусы матриц перехода к стабилизированной от связанной с летательным аппаратом и от дальномерной систем координат получают методом интегрирования дифференциальных уравнений Пуассона по данным от существующих датчиков абсолютных угловых скоростей летательного аппарата и вектора относительной дальности, соответственно, при однократно вычисляемых способом прототипа начальных значениях направляющих косинусов этих матриц перехода, вектор истинной воздушной скорости летательного аппарата вычисляют сразу по составляющим стабилизированной системы координат методом интегрирования дифференциальных уравнений инерциальной навигации по данным от существующих датчиков линейных ускорений летательного аппарата и текущих решений уравнений Пуассона при начальных условиях, вычисляемых как разности соответствующих составляющих “земной” скорости летательного аппарата и скорости ветра, получаемых от гироинерциальной системы, параллельно с вычислением изложенным способом вектора воздушной скорости, по тем же данным получают аналитическим методом значения текущих углов атаки и скольжения, суммируют высокоточные значения векторов линейных координат летательного аппарата и относительной дальности, вычисленной предлагаемым уточненным способом, и получают высокоточные значения радиуса-вектора сопровождаемого объекта сразу в стабилизированной системе координат, на основе его дискретных отсчетов на интервале наблюдения формируют дополнительные значения параметров движения наблюдаемого объекта по дополнительно внедренному, но известному алгоритму способа “дискретных” измерений, дополнительно дискретизируют высокоточные значения вектора воздушной скорости наблюдаемого объекта, полученного предлагаемым способом, и формируют еще одно значение вектора ускорения наблюдаемого объекта по известному алгоритму дискретного способа, дополнительно вводят операции совместной обработки (фильтрации) данных об одних и тех же параметрах движения, а именно углах атаки и скольжения, векторах скорости и ускорения наблюдаемого объекта, и превращают, тем самым, избыточную информацию опять же в повышенную точность формирования этих параметров движения.

2. Комплексная система реализации комбинированного способа формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат, содержащая бортовую радиолокационную или/и электронно-оптическую систему, вычислитель бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы, блок первого матричного преобразователя, аэрометрический датчик угла атаки летательного аппарата, блок третьего матричного преобразователя, аэрометрический датчик угла скольжения летательного аппарата, первый и второй алгебраические сумматоры, блок датчиков абсолютных угловых скоростей летательного аппарата, блок датчиков линейных ускорений летательного аппарата, гироинерциальную навигационную систему, причем выходы бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы соединены первый – восьмой с первым – восьмым входами вычислителя бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы, а девятый и десятый – с вторым и первым входами блока первого матричного преобразователя, гироинерциальная навигационная система связана выходами первым – третьим с пятым – шестым входами блока третьего матричного преобразователя, четвертым – шестым одновременно с первым “векторным” входом второго алгебраического сумматора и вторым выходным информационным каналом, отличающаяся тем, что дополнительно введены четыре блока фильтров идентичных параметров, интеграторный матричный преобразователь, второй вычислитель дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта, комплексный интеграторный матричный преобразователь, третий и четвертый алгебраические сумматоры, первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта, причем бортовая радиолокационная или/и электронно-оптическая системы первым, четвертым – шестым выходами подключена, соответственно, к третьему скалярному и первому “векторному” входам интеграторного матричного преобразователя, со вторым и четвертым входами которого соединены, соответственно, второй и первый выходы вычислителя бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы, с пятым входом – пятый выход блока третьего матричного преобразователя, с шестым входом – четвертый выход блока первого матричного преобразователя, первый, второй и третий выходы интеграторного матричного преобразователя связаны со вторыми входами, соответственно, второго, третьего и первого алгебраических сумматоров, комплексный интеграторный матричный преобразователь связан “векторными” первым, вторым входами с первым, вторым и третьим выходами, соответственно, блока датчиков абсолютных угловых скоростей, блока датчиков линейных ускорений летательного аппарата, а третьим “векторным” входом – с выходом четвертого алгебраического сумматора, четвертым входом – с пятым выходом блока третьего матричного преобразователя, а выходами: первым – с первым входом первого сумматора и одновременно с первым выходным информационным каналом о векторе скорости летательного аппарата по составляющим в стабилизированной системе координат, вторым и четвертым – со вторыми входами первого и четвертого блоков фильтров идентичных параметров углов атаки и скольжения, соответственно, третьим – с шестым выходным информационным каналом для передачи на интервале наблюдения значений направляющих косинусов матрицы перехода от связанной с летательным аппаратом к стабилизированной системе координат, первый алгебраический сумматор связан выходом одновременно со вторым входом третьего блока фильтров идентичных параметров и входом второго вычислителя дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта, второй алгебраический сумматор первым “векторным” входом соединен с четвертым – шестым выходами гироинерциальной навигационной системы, а выходом связан с вторым входом второго блока фильтров идентичных параметров, третий алгебраический сумматор первым “векторным” входом подключен к седьмому – девятому выходам гироинерциальной навигационной системы, а выходом – к входу первого вычислителя дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта, четвертый алгебраический сумматор первым и вторым “векторными” входами связан, соответственно, с десятым – двенадцатым и тринадцатым – пятнадцатым выходами гироинерциальной навигационной системы, первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта первым выходом подключен к третьему входу второго блока фильтров идентичных параметров, вторым выходом – к первому входу третьего блока фильтров идентичных параметров, второй блок фильтров идентичных параметров первым входом соединен с выходом второго вычислителя дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта, а выходом – с третьим выходным информационным каналом передачи на интервале наблюдения значений оценки вектора ускорения наблюдаемого объекта по составляющим в стабилизированной системе координат, третий блок фильтров идентичных параметров выходом подключен к четвертому выходному информационному каналу передачи на интервале наблюдения значений оценки вектора скорости наблюдаемого объекта по составляющим в стабилизированной системе координат, первый блок фильтров идентичных параметров первым входом связан с выходом существующего датчика угла атаки, а выходом подсоединен к седьмому выходному информационному каналу передачи на интервале наблюдения значений оценки угла атаки, четвертый блок фильтров идентичных параметров первым входом соединен с выходом датчика угла скольжения, а выходом подключен к пятому выходному информационному каналу передачи на интервале наблюдения значений оценки угла скольжения.

РИСУНКИ

Изменения:

Зарегистрирован переход исключительного права без заключения договора
Дата и номер государственной регистрации перехода исключительного права: 30.03.2010/РП0000656
Патентообладатель: Мамошина Людмила Алексеевна
Прежний патентообладатель: Мамошин Владимир Романович

Номер и год публикации бюллетеня: 18-2003

Извещение опубликовано: 10.05.2010 БИ: 13/2010