КОМПЛЕКСНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА Российский патент 2002 года по МПК G01C23/00 

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 ΔТ_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_ΔX и скорости M_ΔV прямо пропорциональны такту обновления данных в СНС Т_CHC и, соответственно, текущей путевой скорости V и текущему относительному ускорению а.

M_ΔX= V•T_СНС/2;
M_ΔV= a•T_СНС/2.
Среднеквадратические отклонения погрешностей по координатам σ_ΔX и скорости σ_ΔV 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:
σ_ΔX= V•T_СНС/3,464;
σ_ΔV= a•T_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 ΔК₂ в соответствии с соотношением:
aКЛА

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

С помощью И1 определяют вектор скорости V_ЛА в соответствии с соотношением:
V_ЛА= ∫aКЛА

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 ΔК₁ в соответствии с соотношением:
VКЛА

С помощью И2 определяют вектор координат местоположения Х_ЛА в соответствии с соотношением:
X_ЛА= ∫VКЛА

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:
ΔX_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:
ΔV_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 ΔК₁ и ΔК₂, 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 ΔТ_Э.

ΔХ_Э= ΔТ_Э•V_ЛА.

В составе КНС У1 связан с И1 и С5.

С помощью С5 осуществляют экстраполяцию вектора координат от СНС на фиксированный момент времени Т₀+ΔТ_Э (Т₀ - момент выдачи разовой команды "MB":
X^ВЭ _CHC= X^В _CHC+ΔX_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 ΔТ_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 ΔТ_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 ΔТ_Э:
ΔV_Э= ΔT_Э•a_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+ΔТ_Э:
V^ВЭ _СНС= V^В _СHС+ΔV_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.

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.

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.