КОМПЛЕКС НАВИГАЦИИ И ЭЛЕКТРОННОЙ ИНДИКАЦИИ Российский патент 2003 года по МПК G01C23/00 

Изобретение относится к области авиационных систем и может быть использовано для решения навигационных задач и обеспечения отображения навигационной, пилотажной и вспомогательной информации.

Известен навигационный комплекс [1], содержащий информационный комплекс вертикали и курса (инерциальную курсовертикаль), радиотехническую систему ближней навигации, автоматический радиокомпас, блок коммутации, блок преобразования кодов, бортовую цифровую вычислительную машину и два пульта управления и ввода.

Известен навигационный комплекс летательного аппарата, раскрытый в описании полезной модели [2]. Навигационный комплекс содержит первую бортовую цифровую вычислительную машину, спутниковую систему навигации, блок индикации и управления на основе многофункционального цветного индикатора и пилотажно-навигационный прибор, включающий систему воздушных сигналов, радиотехническую систему ближней навигации и первую инерциальную курсовертикаль.

Известен также навигационный комплекс летательного аппарата [3], являющийся по технической сущности наиболее близким к предлагаемому. Комплекс-прототип содержит взаимосвязанные между собой первую бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), спутниковую систему навигации (ССН), систему воздушных сигналов, радиотехническую систему ближней навигации (РСБН), первую инерциальную курсовертикаль, блок индикации и управления, вторую инерциальную курсовертикаль, первый блок коммутации, командно-пилотажный прибор, второй блок коммутации, блок аналого-цифровых преобразователей, блок вычисления скоростей, третий блок коммутации, пилотажно-навигационный прибор, четвертый блок коммутации, вторую БЦВМ, блок устройств ввода-вывода (УВВ), блок разовых команд, пятый блок коммутации и блок задания режима с соответствующими связями.

Недостатками навигационного комплекса-прототипа являются недостаточные точность, отказоустойчивость и информативность.

Задачей, решаемой изобретением, является повышение точности, отказоустойчивости и информативности навигационного комплекса летательного аппарата.

Сущность изобретения поясняется чертежом и заключается в том, что комплекс навигации и индикации содержит объединенные соответствующими связями первый авиагоризонт 1, второй авиагоризонт 2, доплеровский измеритель 3 скорости и угла сноса, датчик 4 направления перегрузки, радиовысотомер 5, гиромагнитный компас 6, курсовую систему 7, первый автоматический радиокомпас 8, второй автоматический радиокомпас 9 (автоматический радиокомпас дециметрового диапазона), переключатель 10, устройство 11 ввода-вывода (УВВ), многофункциональный вычислитель 12 (МВК), спутниковую навигационную систему 13, первый многофункциональный индикатор 14, второй многофункциональный индикатор 15, систему 16 воздушных сигналов, усилитель-разветвитель 17, коммутатор 22.

В предлагаемом комплексе навигации и индикации первый выход первого авиагоризонта 1 соединен с первым входом УВВ 11, первый выход второго авиагоризонта 2 соединен со вторым входом УВВ 11, второй выход второго авиагоризонта 2 соединен с третьим входом УВВ 11, первый выход доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса соединен с четвертым входом УВВ 11, второй выход доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса соединен с пятым входом УВВ 11, третий выход доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса соединен с шестым входом УВВ 11, выход датчика 4 направления перегрузки соединен с седьмым входом УВВ 11, первый выход радиовысотомера 5 соединен с восьмым входом УВВ 11, выход гиромагнитного компаса 6 соединен с девятым входом УВВ 11, первый выход курсовой системы 7 соединен с десятым входом УВВ 11, второй выход курсовой системы 7 соединен с одиннадцатым входом УВВ 11, выходы первого автоматического радиокомпаса 8 и второго автоматического радиокомпаса 9 соединены с входами переключателя 10, выход которого соединен с двенадцатым входом УВВ 11.

Второй выход первого авиагоризонта 1 соединен с первым входом разовой команды МВК 12, третий выход второго авиагоризонта 2 соединен со вторым входом разовой команды МВК 12, четвертый выход доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса соединен с третьи входом разовой команды МВК 12, пятый выход доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса соединен с четвертым входом разовой команды МВК 12, второй выход радиовысотомера 5 соединен с пятым входом разовой команды МВК 12, третий выход радиовысотомера 5 соединен с шестым входом разовой команды МВК 12.

Выход радиальных каналов информационного обмена УВВ 11 соединен с первым входом радиальных каналов информационного обмена МВК 12 и первыми входами радиальных каналов информационного обмена первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15, первый выход радиальных каналов информационного обмена МВК 12 соединен с входом радиальных каналов информационного обмена УВВ 11, второй выход радиальных каналов информационного обмена МВК 12 соединен со вторыми входами радиальных каналов информационного обмена первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15, выход радиальных каналов информационного обмена первого многофункционального индикатора 14 соединен с первым входом коммутатора 22, выход которого соединен со вторым входом радиальных каналов информационного обмена МВК 12, выход радиальных каналов информационного обмена второго многофункционального индикатора 15 соединен с третьим входом радиальных каналов информационного обмена МВК 12, третий выход радиальных каналов информационного обмена МВК 12 соединен с входом радиальных каналов информационного обмена системы 16 воздушных сигналов, выход радиальных каналов информационного обмена системы 16 воздушных сигналов соединен с четвертым входом радиальных каналов информационного обмена МВК 12.

Первый выход разовой команды МВК 12 соединен с входом разовой команды системы 16 воздушных сигналов.

Вход-выход первого последовательного интерфейса МВК 12 образует вход-выход 18 последовательного интерфейса, вход-выход второго последовательного интерфейса МВК 12 соединен с входом-выходом последовательного интерфейса спутниковой навигационной системы 13.

Первый выход усилителя-разветвителя 17 соединен с входом телевизионного сигнала (Т) первого многофункционального индикатора 14, второй выход усилителя-разветвителя 17 соединен с входом телевизионного сигнала (Т) второго многофункционального индикатора 15, вход усилителя-разветвителя 17 образует вход 19 телевизионного сигнала.

Второй вход коммутатора 22 образует вход 23 ввода данных.

Второй и последующие выходы разовых команд МВК 12 образуют группу 20 выходов разовых команд управления оружием, второй выход радиальных каналов МВК 12 образует выход 21 навигационных данных. Первый (правый) авиагоризонт 1 выдает на свой первый выход данные о крене летательного аппарата (γ), второй (левый) авиагоризонт 2 выдает на свой первый выход данные о крене летательного аппарата (γ) и на свой второй выход данные о тангаже летательного аппарата (ϑ). Доплеровский измеритель 3 скорости и угла сноса выдает на свой первый выход данные об угле сноса (α), на свой второй выход - о путевой скорости летательного аппарата (W_П) и на свой третий выход - о составляющих скорости летательного аппарата (W_Х, W_Y, W_Z). Датчик 4 перегрузки выдает на свой выход данные о направлении вектора перегрузки n_Z. Радиовысотомер 5 выдает на свой первый выход данные о высоте полета летательного аппарата H_РВ. Гиромагнитный компас 6 выдает на свой выход данные о курсе летательного аппарата (ψ_ГМК). Курсовая система 7 выдает на свой первый выход данные о крене летательного аппарата (γ) и на свой второй выход данные о тангаже летательного аппарата (ϑ). Первый автоматический радиокомпас 8 и второй автоматический радиокомпас 9 (дециметрового диапазона) выдают на свои выходы данные о курсе летательного аппарата.

Данные об угле крена, полученные от первого авиагоризонта 1, второго авиагоризонта 2 и курсовой системы 7 сравниваются, и если данные от двух источников совпадают (в пределах точности измерений) и не совпадают с данными третьего, то принимается решение о неисправности последнего.

УВВ 11 предназначено для согласования уровней сигналов, поступающих от первого и второго авиагоризонтов 1 и 2, доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса, датчика 4 перегрузки, радиовысотомера 5, гиромагнитного компаса 6, курсовой системы 7, первого автоматического радиокомпаса 8 и второго автоматического радиокомпаса 9 и преобразования этих данных в цифровую форму. Навигационные данные в цифровом виде из УВВ 11 в виде последовательного биполярного кода в соответствии с ГОСТ 18977-79 передаются в МВК 12, а также в первый и второй многофункциональные индикаторы 14 и 15. Для согласования уровней сигналов от гиромагнитного компаса 6, курсовой системы 7, первого автоматического радиокомпаса 8 и второго автоматического радиокомпаса 9 по напряжению используются переходные сельсинтрансформаторы.

МВК 12 служит для выполнения алгоритма функционирования комплекса и вычисления навигационных параметров летательного аппарата. МВК 12 содержит микроЭВМ, адаптер радиальных каналов информационного обмена по ГОСТ 18977-79, адаптер мультиплексных каналов информационного обмена по ГОСТ 26765.52-87, адаптер разовых команд и долговременное запоминающее устройство, выполненное с использованием электроперепрограммируемой памяти. Долговременное запоминающее устройство служит для хранения бортовой базы данных. Входы и выходы радиальных каналов информационного обмена МВК 12 образованы входами и выходами адаптера радиальных каналов информационного обмена. Входы разовых команд и выходы разовых команд МВК 12 образованы входами и выходами адаптера разовых команд.

Вход-выход 18 последовательного интерфейса и вход 19 телевизионного сигнала служат для подключения гиростабилизированной оптико-электронной системы. Через вход-выход 18 последовательного интерфейса в МВК 12 от гиростабилизированной оптико-электронной системы поступают данные о режимах работы и ориентации гиростабилизированной оптико-электронной системы. На вход 19 телевизионного сигнала поступает полный телевизионный сигнал тепловизионного изображения местности. Усилитель-разветвитель 17 служит для обеспечения передачи этого сигала на первый и второй многофункциональные индикаторы 14 и 15 без искажений.

Спутниковая навигационная система 13 обеспечивает прием сигналов навигационных спутников систем ГЛОНАСС и NAVSTAR и вычисляет по этим данным географические координаты летательного аппарата, а также определяет точное время. Эти данные по последовательному интерфейсу передаются в МВК 12. Причем возможно использование данных одновременно и от спутников системы ГЛОНАСС, и от спутников системы NAVSTAR.

Первый и второй многофункциональные индикаторы 14 и 15 содержат видеоиндикатор, видеографический процессор, магистраль информационного обмена видеоинформацией, системную магистраль информационного обмена, электронно-вычислительную машину, долговременное запоминающее устройство, адаптер ввода-вывода, панель управления, телевизионный видеоадаптер, регулятор яркости, регулятор контрастности, формирователь телевизионного сигнала, лампу подсвета видеоиндикатора, устройство управления, вентилятор принудительного обдува, обогреватель видеоиндикатора, формирователь управляющего напряжения лампы подсвета видеоиндикатора, первый датчик температуры, второй датчик температуры, первый датчик освещенности, второй датчик освещенности, регулятор яркости лампы подсвета видеоиндикатора. При этом входы и выход адаптера ввода-вывода являются входами и выходами радиальных каналов информационного обмена многофункционального индикатора. Вход телевизионного видеоадаптера является входом телевизионного сигнала (Т) многофункционального индикатора.

Кнопки панелей управления первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15 используются для управления работой комплекса навигации и индикации, управления режимами отображения навигационной, полетной и прочей информации, а также тепловизионного изображения местности на экранах видеоиндикаторов первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15.

Система 16 воздушных сигналов содержит барометрические датчики высоты и скорости летательного аппарата. Вход разовой команды системы 16 воздушных сигналов является входом сигнала запуска тестирования системы 16 воздушных сигналов.

Второй выход первого авиагоризонта 1, третий выход второго авиагоризонта 2, четвертый выход доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса, второй выход радиовысотомера 5 являются выходами сигнала исправности. Пятый выход доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса является выходом разовой команды "Память". Третий выход радиовысотомера 5 является выходом разовой команды "Ноп". Появление разовой команды "Память" означает, что доплеровский измеритель 3 скорости и угла сноса в данный момент не может измерять скорость и угол сноса летательного аппарата, а выдаваемые им значения получены в результате предыдущих измерений. Разовая команда "Ноп" означает, что высота полета летательного аппарата меньше заданной опасной высоты. Значение опасной высоты задается при помощи органов управления радиовысотомера 5.

МВК 12 может быть выполнен на основе полезных моделей [4], [5]. Адаптеры радиальных и мультиплексных сигналов, входящие в различные блоки комплекса, могут быть построены по схемам изобретений [6], [7]. Многофункциональные индикаторы 14 и 15 выполнены по схеме изобретения [8]. Остальные устройства, входящие в состав комплекса, хорошо известны.

МВК 12 осуществляет расчет координат местоположения летательного аппарата в географической системе координат параллельно по трем алгоритмам.

В первом алгоритме географические координаты ϕ^a и λ^a рассчитываются по данным курсовой системы 7 и доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса в курсо-доплеровском режиме или по данным курсовой системы 7 и системы 16 воздушных сигналов.

Во втором алгоритме географические координаты ϕ^K и λ^K рассчитываются по данным курсовой системы 7 и доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса в курсо-доплеровском режиме или по данным курсовой системы 7 и системы 16 воздушных сигналов, но с коррекцией по данным спутниковой навигационной системы 13.

В третьем алгоритме географические координаты ϕ^KO и λ^KO рассчитываются в режиме комплексной обработки информации по данным курсовой системы 7, доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса, системы 16 воздушных сигналов и спутниковой навигационной системы 13 с фильтрацией Калмана. Во время отсутствия достоверных данных от спутниковой навигационной системы 13 производится прогнозирование ошибок курсо-воздушного и курсо-доплеровского счисления координат летательного аппарата.

Для решения задач управления летательным аппаратом используются эталонные географические координаты ϕ^ЭT и λ^ЭT, составляющие скорости (северная и восточная) V_N ^ЭТ, V_Е ^ЭТ и истинный курс ψЭTИ

. В качестве эталонных используются координаты, рассчитанные по одному из трех алгоритмов, в зависимости от выбранного режима коррекции: в режиме коррекции от спутниковой навигационной системы 13 в качестве эталонных используются координаты, рассчитанные по третьему алгоритму; в режиме ЗАПРЕТ КОРРЕКЦИИ в качестве эталонных выбираются координаты, рассчитанные по второму алгоритму, с учетом коррекции по данным спутниковой навигационной системы 13, полученным до момента включения режима ЗАПРЕТ КОРРЕКЦИИ. В качестве эталонных составляющих скорости V_N ^ЭТ, V_E ^ЭТ и истинного курса ψЭTИ в режиме ЗАПРЕТ КОРРЕКЦИИ используются значения, полученные по первому алгоритму, а в режиме коррекции - по третьему алгоритму.

Географические координаты, рассчитанные по первому алгоритму, записываются в долговременное запоминающее устройство МВК 12 и используются после полета для оценки точности автономного счисления.

В первом алгоритме навигационные параметры вычисляются следующим образом. В курсо-доплеровском режиме истинный курс вычисляется по формулам

где ψ_ГМК - гиромагнитный курс по данным курсовой системы 7;
ΔM_аэр - магнитное склонение точки вылета;
V_E - восточная составляющая путевой скорости;
К_Е - кривизна Земли по параллели;
τ - время цикла (время между двумя обновлениями рассчитываемых значений).

Фактический путевой угол (ФПУ) рассчитывается по формуле ΦПУ = ψ_И-α, где α - угол сноса по данным доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса.

Составляющие скорости рассчитываются по формулам

где W_П ^Д - путевая скорость по данным доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса.

Счисление координат осуществляется по следующим рекуррентным формулам:

где K_N - кривизна Земли по меридиану, ϕai

, λai - координаты летательного аппарата, рассчитываемые по первому алгоритму на текущем шаге вычислении, ϕai-1, λai-1 - координаты летательного аппарата, рассчитанные по первому алгоритму на предыдущем шаге вычислений.

В курсо-воздушном режиме составляющие скорости рассчитываются по формулам

где V_И - истинная скорость по данным системы 16 воздушных сигналов.

Во втором алгоритме расчеты аналогичны расчетам по первому алгоритму, за исключением того, что координаты корректируются по данным спутниковой навигационной системы 13 в соответствии с формулами

где K - коэффициент фильтра, ϕKi

, λKi - координаты летательного аппарата ϕ^K и λ^K, рассчитываемые по второму алгоритму на текущем шаге вычислений, ϕKi-1, λKi-1 - координаты летательного аппарата, рассчитанные на предыдущем шаге вычислений по второму алгоритму, Δϕ^K и Δλ^K - поправки, вычисляемые по формулам

где ϕCHCi, λCHCi - координаты летательного аппарата, получаемые от спутниковой навигационной системы 13.

В третьем алгоритме осуществляется коррекция данных автономного счисления по данным спутниковой навигационной системы 13. Коррекция погрешностей курсо-доплеровского счисления производится с использованием фильтра Калмана 4-го порядка, обеспечивающего оценку следующих параметров:
погрешностей счисления географических координат dϕ′, dλ′;
погрешностей модуля скорости в горизонтальной плоскости dW', полученного по данным доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса;
погрешностей определения курса dψ′.
Коррекция погрешностей курсо-воздушного счисления производится с использованием фильтра Калмана 4-го порядка, обеспечивающего оценку следующих параметров:
погрешностей счисления географических координат
северной и восточной составляющих скорости ветра W'_NB, W'_EB.

В курсо-доплеровском режиме вектор измерений включает в себя погрешности автономного счисления географических координат (dϕ, dλ) и погрешности в определении скоростей (dV_N, dV_E), которые рассчитываются по формулам
dϕ = (ϕ_КД-ϕ_CHC)•M-V_N•(T_UTC-t_CHC);

dλ = (λ_КД-λ_CHC)•Ncosϕ_CHC-V_E•(T_UTC-t_CHC);

dV_N=V_N ^КД-V_N ^СНС;
dV_E=V_E ^КД-V_E ^СНС,
где ϕ_КД, λ_КД - счисленные географические координаты;
ϕ_СНС, λ_CHC - географические координаты по данным спутниковой навигационной системы 13;
V_N, V_E - северная и восточная составляющие скорости, рассчитанные по данным доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса;
T_UTC - текущее время в шкале единого времени;
t_CHC - время, соответствующее моменту формирования информации от спутниковой навигационной системы 13;
М, N - радиусы кривизны Земли по осям географических координат;
a - большая полуось эллипсоида Красовского, которым апроксимируется земной шар (6378245 м);
Н_a - высота полета летательного аппарата, получаемая от системы 16 воздушных сигналов;
V_N ^КД, V_E ^КД - северная и восточная составляющие относительной скорости, рассчитанные по данным доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса;
V_N ^СНС V_E ^СНС - северная и восточная составляющие относительной скорости, рассчитанные по данным спутниковой навигационной системы 13.

Откорректированные (эталонные) значения координат (ϕCHCКОИ

, λCHCКОИ) формируются с использованием полученных оценок погрешностей автономного счисления координат по формулам
ϕCHCКОИ = ϕ^КД-dϕ′
λCHCКОИ = λ^КД-dλ′.

Откорректированные (эталонные) значения составляющих скорости и истинного курса (ψCHCКОИ

) формируются с использованием полученных оценок погрешностей автономного счисления координат по формулам


ψCHCКОИ = ψ_ИСT-dψ′
где W_p, α- модуль скорости и угол сноса по данным доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса;
ψ_ИСT - истинный курс, рассчитанный в МВК 12.

В курсо-воздушном режиме вектор измерений включает в себя погрешности автономного счисления географических координат (dϕ_B, dλ_B) и погрешности в определении скоростей (dV_NB, dV_EB), которые рассчитываются по формулам
dϕ_B = (ϕ_КВ-ϕ_CHC)•M-V_NB•(T_UTC-t_CHC);
dλ_B = (λ_KB-λ_CHC)•Ncosϕ_CHC-V_EB•(T_UTC-t_CHC);
V_NB = V_ИСТ•cosυ•cosψ_ИСT;
V_EB = V_ИСТ•cosυ•sinψ_ИСT;
dV_NB=V_NB-V_N ^СНС;
dV_EB=V_EB-V_E ^СНС,
где ϕ_КВ, λ_КВ - счисленные географические координаты;
ϕ_CHC, λ_CHC - географические координаты по данным спутниковой навигационной системы 13;
V_NB, V_ЕВ - ceвeрнaя и восточная составляющие относительной скорости, рассчитанные с использованием данных о скорости V_ИСТ от систем 16 воздушных сигналов, данных об истинном курсе ψ_ИСT, рассчитанном в МВК 12, и данных о тангаже ν от второго авиагоризонта 2.

Откорректированные (эталонные) значения координат (ϕCHCКОИ

, λCHCКОИ) формируются с использованием полученных оценок погрешностей автономного счисления координат по формулам
;
.

Откорректированные (эталонные) значения составляющих скорости (V_NB ^ЭТ, V_EB ^ЭТ) и истинного курса (ψЭTИСT

) формируются с использованием полученных оценок погрешностей автономного счисления координат по формулам
;
;
ψЭTИСT = ψ_ИСT-dψ′,
где W'_NB, W'_NE, dψ′ - оценки составляющих скорости ветра и погрешности курса.

Дополнительно вычисляются значения модуля скорости ветра W_W и угла ветра U_W:
;
.

При отсутствии достоверных данных от спутниковой навигационной системы 13 на время, равное половине периода коррекции по данным от спутниковой навигационной системы 13, включается режим ПРОГНОЗ, при котором оценки погрешностей, полученные при комплексной обработке информации по данным курсовой системы 7, доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса, системы 16 воздушных сигналов и спутниковой навигационной системы 13, используются при счислении текущих координат места летательного аппарата и определении навигационных параметров. Если за это время работа спутниковой навигационной системы 13 не возобновится, то далее будут использоваться данные, полученные по первому алгоритму. При этом в качестве начальных координат при счислении используются координаты, полученные по третьему алгоритму на момент выключения режима ПРОГНОЗ.

При отказе систем, обеспечивающих выдачу в комплекс первичных навигационных данных (первого авиагоризонта 1, второго авиагоризонта 2, доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса, радиовысотомера 5, гиромагнитного компаса 6, курсовой системы 7, системы воздушных сигналов 16), но при исправности спутниковой навигационной системы 13 осуществляется решение задач навигации по данным спутниковой навигационной системы 13.

Комплекс навигации и индикации работает следующим образом.

После включения питания выполняется процедура самотестирования МВК 12 и вычислителей, входящих в состав первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15. По окончании самотестирования МВК 12 начинает принимать первичные навигационные данные от первого и второго авиагоризонтов 1 и 2, доплеровского измерителя 3 скорости и угла сноса, датчика 4 перегрузки, радиовысотомера 5, гиромагнитного компаса 6, курсовой системы 7, первого автоматического радиокомпаса 8 или второго автоматического радиокомпаса 9 (в зависимости от положения переключателя 10 вручную или автоматически выбирается радиокомпас, обеспечивающий наилучший прием сигнала), спутниковой навигационной системы 13 и системы 16 воздушных сигналов. На основании этих данных МВК 12 производит расчет координат и параметров движения летательного аппарата. Эти данные через свой второй выход радиальных каналов МВК 12 передает в первый и второй многофункциональные индикаторы 14 и 15, а также через выход 21 навигационных данных во внешние системы-потребители навигационной информации (например, в системы автоматического управления летательным аппаратом, системы управления оружием, системы документирования и т.п.). Кроме навигационных данных от МВК 12 первый и второй многофункциональные индикаторы 14 и 15 получают первичные навигационные данные и телевизионный сигнал с входа 19 телевизионного сигнала (например, от гиростабилизированной оптико-электронной системы). Вычислители, входящие в состав первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15, осуществляют построение изображений, выводимых на экранах многофункциональных индикаторов. Режимы отображения задаются операторами при помощи панелей управления первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15, причем эти индикаторы работают независимо друг от друга и режим отображения может быть задан свой для каждого индикатора.

МВК 12 также осуществляет расчет параметров маневрирования летательного аппарата на основании текущей навигационной информации и информации из своего долговременного запоминающего устройства (заданные маршруты полетов, карты местности, параметры летательного аппарата и т.п.). Результаты этих расчетов также передаются в первый и второй многофункциональные индикаторы 14 и 15 и используются для выдачи рекомендаций экипажу летательного аппарата, а также поступают в системы, подключенные к выходу 21 навигационных данных, и могут служить исходными данными для систем автоматического управления движением летательного аппарата.

Ввод информации в долговременное запоминающее устройство (заданные маршруты полетов, карты местности, параметры летательного аппарата и т.п.) производится либо при помощи панелей управления первого и второго многофункциональных индикаторов 14 и 15, либо через вход 23 ввода данных. В этом случае коммутатор 22 соединяет свой второй вход со своим выходом. К входу 23 ввода данных подключается внешнее вычислительное устройство, например переносной компьютер.

Таким образом, в результате использования предлагаемого изобретения достигается технический результат, заключающийся в повышении точности, отказоустойчивости и информативности навигационного комплекса летательного аппарата.

Представленные чертежи и описание предлагаемого изобретения позволяют, используя существующую элементную базу, изготовить его промышленным способом и использовать в навигационных системах летательных аппаратов: многофункциональных истребителей вертолетов и т.п., что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.

Источники информации
1. Свидет. РФ 14465 на ПМ, МПК G 01 C 23/00, опубл. 27.07.2000 г.

2. Свидет. РФ 12608 на ПМ, МПК G 01 C 23/00, опубл. 20.01.2000 г.

3. Патент РФ 2170409, МПК G 01 C 23/00, опубл. 10.07.2001 г. (прототип).

4. Свидет. РФ 12478 на ПМ, МПК G 06 F 15/16, опубл. 10.01.2000 г.

5. Свидет. РФ 12479 на ПМ, МПК G 06 F 15/16, опубл. 10.01.2000 г.

6. Патент РФ 2159954, МПК G 06 F 13/00, опубл. 27.11.2000 г.

7. Патент РФ 2163728, МПК G 06 F 15/16, опубл. 27.02.2001 г.

8. Патент РФ 2162204, МПК G 01 D 7/00, опубл. 20.01.2001 г.

Изобретение относится к авиационным системам и может быть использовано для решения навигационных задач и обеспечения отображения навигационной, пилотажной и вспомогательной информации. Комплекс навигации и электронной индикации содержит соединенные соответствующими связями первый авиагоризонт, второй авиагоризонт, доплеровский измеритель скорости и угла сноса, датчик направления перегрузки, радиовысотомер, гиромагнитный компас, курсовую систему, автоматический радиокомпас, автоматический радиокомпас дециметрового диапазона, переключатель, устройство ввода-вывода, многофункциональный вычислитель, спутниковую навигационную систему, первый многофункциональный индикатор, второй многофункциональный индикатор, систему воздушных сигналов, усилитель-разветвитель, коммутатор. Технический результат состоит в повышении точности, отказоустойчивости и информативности навигационного комплекса летательного аппарата. 1 ил.

Комплекс навигации и электронной индикации содержит первый авиагоризонт, второй авиагоризонт, доплеровский измеритель скорости и угла сноса, датчик направления перегрузки, радиовысотомер, гиромагнитный компас, курсовую систему, автоматический радиокомпас, автоматический радиокомпас дециметрового диапазона, переключатель, устройство ввода-вывода (УВВ), многофункциональный вычислитель (МВК), спутниковую навигационную систему, первый многофункциональный индикатор, второй многофункциональный индикатор, систему воздушных сигналов, усилитель-разветвитель, коммутатор, при этом первый выход первого авиагоризонта, первый выход второго авиагоризонта, второй выход второго авиагоризонта, первый выход доплеровского измерителя скорости и угла сноса, второй выход доплеровского измерителя скорости и угла сноса, третий выход доплеровского измерителя скорости и угла сноса, выход датчика направления перегрузки, первый выход радиовысотомера, выход гиромагнитного компаса, первый выход курсовой системы, второй выход курсовой системы соединены с входами УВВ с первого по одиннадцатый, соответственно, выход первого автоматического радиокомпаса и автоматического радиокомпаса дециметрового диапазона соединены с входами переключателя, выход которого соединен с двенадцатым входом УВВ, второй выход первого авиагоризонта, третий выход второго авиагоризонта, четвертый выход доплеровского измерителя скорости и угла сноса, пятый выход доплеровского измерителя скорости и угла сноса, второй выход радиовысотомера, третий выход радиовысотомера соединены с входами разовых команд МВК с первого по шестой, соответственно, выход радиальных каналов информационного обмена УВВ соединен с первым входом радиальных каналов информационного обмена МВК и первыми входами радиальных каналов информационного обмена первого и второго многофункциональных индикаторов, первый выход радиальных каналов информационного обмена МВК соединен с входом радиальных каналов информационного обмена УВВ, второй выход радиальных каналов информационного обмена МВК соединен со вторыми входами радиальных каналов информационного обмена первого и второго многофункциональных индикаторов, выход радиальных каналов информационного обмена первого многофункционального индикатора соединен с первым входом коммутатора, выход которого соединен со вторым входом радиальных каналов информационного обмена МВК, выход радиальных каналов информационного обмена второго многофункционального индикатора соединен с третьим входом радиальных каналов информационного обмена МВК, третий выход радиальных каналов информационного обмена МВК соединен с входом радиальных каналов информационного обмена системы воздушных сигналов, выход радиальных каналов информационного обмена системы воздушных сигналов соединен с четвертым входом радиальных каналов информационного обмена МВК, первый выход разовой команды МВК соединен с входом разовой команды системы воздушных сигналов, вход-выход первого последовательного интерфейса МВК образует вход-выход последовательного интерфейса, вход-выход второго последовательного интерфейса МВК соединен с входом-выходом последовательного интерфейса спутниковой навигационной системы, первый выход усилителя-разветвителя соединен с входом телевизионного сигнала первого многофункционального индикатора, второй выход усилителя-разветвителя соединен с входом телевизионного сигнала второго многофункционального индикатора, вход усилителя-разветвителя образует вход телевизионного сигнала, второй вход коммутатора образует вход ввода данных, второй и последующие выходы разовых команд МВК образуют группу выходов разовых команд управления оружием, второй выход радиальных каналов МВК образует выход навигационных данных.