КОМПЛЕКСНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА Российский патент 1997 года по МПК G01C23/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в комплексных навигационных системах для гражданских и военных самолетов.

На летательных аппаратах (ЛА) в навигационных и пилотажно-навигационных комплексах перед вылетом ЛА (на земле) осуществляется начальная выставка инерциальных систем в азимуте (определение и ввод в запоминающее устройство инерциальной навигационной системы (ИНС) начального (стояночного) курса ЛА. На ряде ЛА стояночный курс (угол между местным географическим меридианом и строительной осью ОХ ЛА) определяется теодолитом.

Однако при этом необходимо знание широты и долготы Φ, λ места стоянки ЛА и пеленгуемого теодолитом ориентира (или пеленга на этот ориентир). На других ЛА азимутальная выставка комплексной навигационной системы (КНС) осуществляется по магнитному курсу. Однако выставка КНС по магнитному курсу (j мк) должна производиться со специальной площадки, не точка и поэтому не может использоваться для последующего (в полете) инерциального счисления текущих координат v_т, λ_т ЛА.

Известна комплексная навигационная система, содержащая инерциальную навигационную систему, оптический прицел (ОП), датчик сигнала обжатие шасси (ДСОШ), датчик магнитного курса (ДМК), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), пульт управления (ПУ) и ключ (К_л являющаяся наиболее близким аналогом.

В системе выставка ИНС в азимуте осуществляется с помощью оптического прицела при известном курсе взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Однако на гражданских самолетах нет оптического прицела, а курс ВПП не всегда известен, а выставка ИНС в азимуте по МК не обеспечивает возможности последующей достаточно точной работы ИНС в полете. Определение стояночного курса гражданского самолета (так же как и военного) при его подготовке посредством теодолита практически неприменимо, ввиду нетехнологичности, тем более в условиях Севера.

Целью настоящего изобретения является расширение области использования для выставки системы без знания курса ВПП.

Поставленная цель достигается тем, что в комплексную навигационную систему, содержащую инерциальную навигационную систему, пульт управления, датчик магнитного курса и датчик сигнала обжатия шасси, причем выход датчика магнитного курса и выход пульта управления соединены соответственно с первым и вторым входами инерциальной навигационной системы, вводится спутниковая навигационная система, блок вычисления модуля относительной скорости, пороговое устройство, логический блок, реализующий функцию , где А сигнал "коррекция" с выхода порогового устройства, В сигнал "шасси обжато" с выхода датчика сигнала обжатия шасси, отсутствие сигнала "подготовка" с выхода пульта управления и ключ, причем первый, второй и третий выходы спутниковой навигационной системы соединены соответственно с первым входом ключа, третьим входом инерциальной навигационной системы, входом блока вычисления модуля скорости, выход блока вычисления модуля скорости через пороговое устройство соединен с первым входом логического блока, выход датчика сигнала "обжатие шасси" соединен со вторым входом логического блока, выход логического блока соединен с вторым входом ключа и четвертым входом инерциальной навигационной системы, выход пульта управления соединен с третьим входом логического блока, выход ключа соединен с пятым входом инерциальной навигационной системы и является выходом системы.

Достижение поставленной цели действительно возможно, так как снабжение комплексной навигационной системы ЛА спутниковой навигационной системы СНС, блоком вычислителя модуля относительной скорости, пороговым устройством, логическим элементом и ключом с их связями позволяет уточнять (корректировать) перед взлетом ЛА в процессе его разгона на ВПП истинный курс ЛА, (грубо выставленный по "МК" в режиме "Подготовка"), используя то обстоятельство что угол сноса при движении самолета по земле равен нулю. При этом не требуется знание курса ВПП. Одновременно с курсом Φ_и уточняются координаты Φ, λ ЛА и весь вектор навигационного состояния комплекса.

На фиг. 1 представлена функциональная блок-схема предлагаемой комплексной навигационной системы. Обозначено: блок 1 инерциальная навигационная система ИНС, блок 2 пульт управления ПУ, блок 3 датчик магнитного курса ДМК, блок 4 спутниковая навигационная система СНС, блок 5 блок вычисления модуля скорости БВМС, блок 6 пороговое устройство ПОР, блок 7 логический блок ЛБ, блок 8 датчик сигнала обжатие шасси ДСОШ, блок 9 ключ КЛ; на фиг. 2 представлена схема соотношений углов ФПУ (фактический путевой угол), j_и и УС (угол сноса) в координатных осях N, S. Обозначено: X_ла строительная ось ЛА, W путевая скорость ЛА; на фиг.3 представлен один из возможных вариантов реализации блока 7 ЛБ, например, на 2-х электромеханических реле Р1, Р2; на фиг. 4 представлен один из возможных вариантов реализации блока 9 - Кл, например, на одном электромеханическом реле Р1.

Устройство работает следующим образом: система включается в режиме "Подготовка". В режиме "Подготовка" самолет неподвижен. При этом с выхода пульта управления на второй вход ИНС и третий вход логического блока ЛБ поступает разовая команда "Подготовка". При этом на выходе логического блока отступает разовая команда "Коррекция ИНС по СНС", ключ при этом закрыт, а ИНС выставляется в азимуте по магнитному курсу Φ_мк поступающему на первый вход ИНС от ДМК и координатам места стоянки самолета Φ_c, λ_c, поступающим от СНС на третий вход ИНС с пульта управления. При завершении режима "Подготовка" летчик нажимает на пульте кнопку "Работа" и на выходе пульта ПУ снимается РК "Подготовка". При этом ИНС переходит в режим "Работа". На третьем входе логического блока снята РК "Подготовка" на втором входе блока ЛБ присутствует РК "Шасси обжато" (самолет на Земле), на первом входе блока ЛБ отсутствует РК "Коррекция (самолет неподвижен). При этом на выходе блока ЛБ РК "Коррекция СНС" отсутствует. Летчик начинает выруливание на ВПП. Самолет движется по Земле на колесах (шасси). При этом угол его сноса (УС) равен нулю, и значит фактический путевой угол (ФПУ) от СНС (см. фиг.2) равен истинному курсу самолета ψ_и
Фактический путевой угол равен

где V_N, V_S- составляющие относительной скорости W самолета вдоль меридианы и параллели.

Погрешности определения скоростей в СНС составляют:
Δv_N=Δv_S=0,15 м/сек 0,15 м/сек. Погрешность ФПУ имеет вид:

Магнитный курс определяется с погрешностью ≥ 1^o. Поэтому уточнять ψ_и в ИНС целесообразно при Δ ФПУ <1^o. Погрешность (1) определения ФПУ станет меньше 1^o при скоростях движения самолета по Земле > 30 км/час. При скорости W 100 км/час, D 0,3^o, при W 200 км/час, D 9 угловых минут.

От СНС с третьего выхода в блок БВМС поступают составляющие V_N, V_S текущей путевой скорости самолета. В блоке БВМС вычисляется модуль W путевой скорости:

величина W которой поступает далее на вход порогового блока 6. В этом блоке сравнивается текущее значение W с заложенным в блоке пороговым значением (например 30 км/час) скорости.

С момента, при котором W ≥ 30 км/час на первый вход блока ЛБ с выхода блока ПОР поступает РК "Коррекция".

При поступлении на первый вход блока 1Б РК "Коррекция", отсутствии на третьем входе РК "Подготовка" и наличии РК "Шасси обжато", на входе блока 7 формируется РК "Коррекция ИНС со СНС".

При поступлении этой РК ключ открывается, на четвертый вход ИНС поступает ψ_и=ФПУ.

При этом в ИНС корректируются начальные значения вектора навигационного состояния ИНС.

При взлете самолета снимается РК "Шасси обжато" от блока 8 ДСОШ. При этом на выходе блока 7 (ЛБ) снимается РК "Коррекция ИНС по СНС" и курс далее от СНС не корректируется, так как в воздухе ψ_и=ФПУ..

Блок 7 ЛБ работает следующим образом (см. фиг.3).

При наличии РК "Шасси обжато" на втором входе и отсутствии РК "Подготовка" на третьем входе контакты реле Р1, Р2, замкнуты и в случае поступления РК "Коррекция" на первом входе на выходе блока формируется РК "Коррекция ИНС по СНС".

При наличии РК "Подготовка" на третьем входе контакты К2 реле Р2 разомкнуты и формирование на выходе ЛБ РК "Коррекция ИНС по СНС" исключено. При отсутствии на втором входе блока РК "Шасси обжато" контакты К1 реле Р1 разомкнуты и формирование на выходе ЛБ РК "Коррекция ИНС по СНС" также исключено. При отсутствии на первом входе в блок ЛБ РК "Коррекция" на выходе блока РК "Коррекция ИНС по СНС" не будет вне зависимости от наличии или отсутствия РК "Шасси обжато", "Подготовка" на входе этого блока.

Блок 9 КЛ работает следующим образом (см. фиг.4).

Угол ФПУ от СНС, поступающий на нормально разомкнутые контакты реле Р1, пройдет на выход ключа только при наличии на 2 входе блока РК "Коррекция ИНС по СНС".

Использование в комплексной системе прототипе новых блоков: СНС, БВМС, ПОР, ЛБ, КЛ с их связями позволяет производить довыставку системы в азимуте в процессе взлета самолета с любых взлетно-посадочных полос, при этом не требуется знание курса ВПП.

Использование предлагаемого изобретения на гражданских, и военных самолетах позволяет технологично (автоматически без трудовых и временных затрат (производить с достаточной точностью довыставку ИНС в азимуте, тем самым обеспечивая выполнение того или иного полетного задания экономить горючее.

Использование: в авиационной технике. Сущность: комплексная навигационная система содержит инерциальную навигационную систему, спутниковую навигационную систему, пульт управления, датчик магнитного курса, датчик сигнала обжатия шасси, блок вычисления модуля относительной скорости, пороговое устройство, логический блок, реализующий функцию , где А - сигнал "коррекция"; В - сигнал "шасси обжато", - отсутствие сигнала "подготовка". 4 ил.

Комплексная навигационная система, содержащая инерциальную навигационную систему, пульт управления, датчик магнитного курса и датчик сигнала обжатия шасси, причем выход датчика магнитного курса и выход пульта управления соединены соответственно с первым и вторым входами инерциальной навигационной системы, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены спутниковая навигационная система, блок вычисления модуля относительной скорости, пороговое устройство, логический блок, реализующий функцию , где А сигнал "Коррекция" с выхода порогового устройства, В сигнал "Шасси обжато" с выхода датчика сигнала обжатия шасси, отсутствие сигнала "Подготовка" с выхода пульта управления и ключ, причем первый, второй и третий выходы спутниковой навигационной системы соединены соответственно с первым входом ключа, третьим входом инерциальной навигационной системы, входом блока вычисления модуля скорости, выход которого через пороговое устройство соединен с первым входом логического блока, выход датчика сигнала обжатия шасси соединен с вторым входом логического блока, выход пульта управления соединен с третьим входом логического блока, выход которого соединен с вторым входом ключа и с четвертым входом инерциальной навигационной системы, выход ключа соединен с пятым входом инерциальной навигационной системы.