Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата Российский патент 2023 года по МПК G01C23/00 

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к пилотажно-навигационному оборудованию транспортных самолетов, вертолетов и беспилотных летательных аппаратов.

Известна пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата [1], содержащая предназначенную для выполнения функций двух пилотов аппаратуру текущих пилотажно-навигационных параметров (АТПН) для измерения курса, углов крена и тангажа, воздушной скорости, барометрической высоты, высоты посредством радиовысотомера, для определения координат посредством радиосистем, индикатор пилотажно-навигационной обстановки (ИПНО) и блок формирования команд (БФК) в кабине экипажа, блок коммутации (БК), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приёмником-передатчиком (ПП) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), причём выход БК подключен к входу БИК, при этом в ней в качестве исполнителя функций второго пилота выполнен автоматический навигатор в составе курсовой системы (КС), спутниковой навигационной системы (СНС), блока программы маршрута (БПМ), бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), первого преобразователя сигналов (ПС-1), второго преобразователя сигналов (ПС-2), причём выход БФК подключен к одному из входов БК, выходы устройств АТПН подключены к входам ПС-1, выходы ПС-1, БПМ, СНС, КС, ПП подключены к входам БЦВМ, выход БЦВМ подсоединён к входу ПС-2, выход ПС-2 подключен к ИПНО и второму входу БК.

Такая пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата характеризуется наличием членов экипажа для решения задач пилотирования, притом что она может быть полезна на пилотируемых летательных аппаратах (ЛА) для повышения безопасности посадки в критических условиях эксплуатации.

Известна пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата [2] которая содержит цифровую аппаратуру на основе двух автоматических навигаторов (АН) с датчиками текущих пилотажно-навигационных параметров, включающих в себя две инерциальные системы (ИС), две бортовые цифровые системы (БЦВМ), систему воздушных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), блок программы маршрута (БПМ), блок взлёта-посадки (БВП), содержит блоки исполнения команд для системы управления летательным аппаратом – блок переключения каналов (БПК), цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок исполнения команд (БИК), содержит систему радиосвязи приёмника-передатчика (ППК) для с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), содержит систему радиокоррекции - блок коррекции траектории на маршруте (БКТ), блок коррекции траектории на посадке (БКП), блок математического программирования глиссады (БПГ), приемник спутниковой навигационной системы (СНС), приемник радиодальномерной системы (РДС), работающий от трех и более наземных радиодальномерных систем,при этом выход БПК подключен к входу ЦАП, выход которого подключен к входу БИК, выходы СВС, РВ, БПМ и ППК подключены к входам БЦВМ-1 и БЦВМ-2, выход ИС-1 подключен к БЦВМ-1 и к первому входу БВП, выход ИС-2 подключен к входу БЦВМ-2 и к второму входу БВП, выход которого соединен с входами ППК, БЦВМ-1 и БЦВМ-2, выход СНС соединен с входом А БКТ, выход РДС соединен с входом Б БКТ, первый выход БЦВМ-1 соединен с входом В БКТ и первым входом БПК, первый выход БЦВМ-2 соединен с входом Г БКТ, выход которого соединен с входом БЦВМ-1 и входом БЦВМ-2, второй выход БЦВМ-2 соединен с вторым входом БПК, БЦВМ-1 и БЦВМ-2 соединены между собой и с ППК двухсторонней связью, первый вход БКП соединен с вторым выходом БЦВМ-1, второй вход БКП соединен с третьим выходом БЦВМ-2, выход БКТ соединен с третьим входом БКП, выход которого подключен к отдельному входу БЦВМ-1 и отдельному входу БЦВМ-2, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления КПМ, блок БКП и блок БПГ соединены между собой двухсторонней радиосвязью.

Недостаток такой пилотажно-навигационной системы заключается в избыточности двух каналов АН по массе и стоимости для «лёгких» транспортных беспилотных ЛА и может использоваться для применения на тяжёлых транспортных беспилотных ЛА, а также на пилотируемых ЛА, путём доработки штатных пилотажно-навигационных систем, указанной выше системой радиокоррекции для выполнения автоматической посадки ЛА в критических условиях эксплуатации. Кроме того, невозможно обеспечить необходимую точность начальной выставки стояночного курса курсовых и инерциальных систем в высоких широтах близи магнитного и географического полюсов.

Наиболее близкой по технической сущности является пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата [3], содержащая цифровую аппаратуру текущих пилотажно-навигационных параметров для определения авиагоризонта, измерения воздушной скорости, барометрической высоты, относительной высоты от радиовысотомера (АТП), блок измерения курса на основе гироскопа направления (ГН), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) для вычисления координат курсо-воздушного счисления, осуществления пилотирования и навигации, блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), систему управления пилотированием в составе летательного аппарата (ЛА), блок приема-передачи команд (ППК), пульт управления на начальном (НПМ) и пульт управления на конечном (КПМ) пункте маршрута, блок сброса груза (БСГ), узел сброса груза (УСГ), съемный блок выставки начального стояночного курса (БВК), блок задатчика курса/задатчика магнитного склонения (ЗК/ЗМС), блок коррекции курса (БКК), блок пилотажно-навигационных данных (БПД), при том, что конструкция съёмного блока БВК механически жестко подключается с помощью реперных штырей БВК к реперным отверстиям летательного аппарата ЛА, при этом выход БПК подключен ко входу БИК, выход БИК подключен к системе управления пилотированием ЛА, выход БЦВМ подключен к первому входу БПК и к входу ППК, первый выход ППК подключен к первому входу БЦВМ, второй выход ППК подключен ко второму входу БПК, третий выход ППК подключен к третьему входу БПК и к входу БСГ, выход БСГ подключен к входу УСГ, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления на конечном пункте маршрута КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью, выход БВК подключается ко входу блока ЗК/ЗМС, выход которого подключен к первому входу ГН, выход БКК подключен ко второму входу ГН, выход ГН подключен ко второму входу БЦВМ, выход БПД подключен к третьему входу БЦВМ, выход АТП подключен к четвертому входу БЦВМ.

Недостатком такой пилотажно-навигационной системы является необходимость ручного управления летательным аппаратом при выполнении посадки с помощью наземного пульта управления.

Задачей и результатом предлагаемого решения является создание пилотажно-навигационной системы с каналами радиокоррекции траектории полёта на маршруте и при выполнении автоматической управляемой посадке транспортного ЛА по расчётной математически программируемой глиссаде.

Технический результат совпадает с задачей решения. Данный технический результат достигается в пилотажно-навигационной системе транспортного летательного аппарата, содержащей автоматический навигатор (АН), включающий в себя гироскоп направления (ГН), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), систему воздушных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), блок коррекции курса (БКК), блок задатчика курса/задатчика магнитного склонения (ЗК/ЗМС), блок выставки начального стояночного курса (БВК), блок программирования маршрута (БПМ), датчик авиагоризонта (ДАГ), содержащей систему исполнения команд, включающую блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), блок системы управления летательным аппаратом (ЛА), блок приёмника-передатчика команд (ППК) для радиосвязи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), при этом выход БПК подключен к входу БИК, выход которого подключен к входу системы управления летательного аппарата (ЛА), съёмная конструкция блока БВК механически жёстко подключается с помощью реперных штырей к реперным отверстиям ЛА, выход БВК подключен к входу блока ЗК/ЗМС, выход которого подключен к первому входу ГН, выход БКК подключен ко второму входу ГН, выход ГН, выход СВС, выход РВ, выход БПМ, выход ДАГ подключены к отдельным входам БЦВМ, первый выход БЦВМ подключен к первому входу БПК, первый выход ППК подключен ко второму входу БПК, второй выход ППК подключен к третьему входу БПК и к отдельному входу БЦВМ, блок ППК связан двухсторонней связью с БЦВМ и двухсторонней радиосвязью с пультом управления на начальном пункте маршрута ПУ НПМ и пультом управления на конечном пункте маршрута ПУ КПМ, содержащей дополнительно введённую систему радиокоррекции траекторий полёта на маршруте и при автоматической посадке, включающей в себя приёмник спутниковой навигационной системы (СНС), приёмник радиодальномерной системы (РДС), работающий от трёх и более наземных радиодальномерных систем, блок коррекции траектории на маршруте (БКТ), блок коррекции траектории на посадке (БКП), блок математического программирования глиссады (БПГ), при этом выход СНС подключен к первому входу БКТ, выход РДС подключен ко второму входу БКТ, второй выход БЦВМ подключен к третьему входу БКТ и первому входу БКП, первый выход БКТ подключен к отдельному входу БЦВМ, выход БКП подключен к отдельному входу БЦВМ, второй выход БКТ подключен ко второму входу БКП, третий выход БЦВМ подключен к входу БКК, блок БПГ связан с БКП двухсторонней связью.

На фиг. 1 представлена структурная блок-схема цифровой пилотажно-навигационной системы транспортного летательного аппарата.

Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата содержит автоматический навигатор (АН), включающий в себя гироскоп направления 2 (ГН), бортовую цифровую вычислительную машину 13 (БЦВМ), систему воздушных сигналов 1 (СВС), радиовысотомер 10 (РВ), блок коррекции курса 15 (БКК), блок задатчика курса/задатчика магнитного склонения 12 (ЗК/ЗМС), блок выставки начального стояночного курса 14 (БВК), блок программирования маршрута 7 (БПМ), датчик авиагоризонта 20 (ДАГ), содержит систему исполнения команд, включающую в себя блок переключения каналов 3 (БПК), блок исполнения команд 2 (БИК), блок системы управления полётом летательного аппарата 11 (ЛА), блок приёмника-передатчика команд 4 (ППК) для связи с БЦВМ и радиосвязи с пультом управления на начальном пункте маршрута 5 (ПУ НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута 6 (ПУ КПМ), при этом выход 3 БПК подключен к входу 2 БИК, выход которого подключен к входу системы управления полётом летательного аппарата 11 ЛА, съёмная конструкция блока 14 БВК механически жёстко подключается с помощью реперных штырей к реперным отверстиям 11 ЛА для согласования продольных осей 14 БВК и летательного аппарата 11 ЛА, выход 14 БВК подключен к входу блока 12 ЗК/ЗМС, выход которого подключен к первому входу 9 ГН, выход 15 БКК подключен ко второму входу 9 ГН, выход 9 ГН, выход 1 СВС, выход 10 РВ, выход 7 БПМ, выход 20 ДАГ подключены к отдельным входам 13 БЦВМ, первый выход БЦВМ подключен к первому входу 3 БПК, первый выход ППК подключен ко второму входу БПК, второй выход ППК подключен к третьему входу БПК и к отдельному входу БЦВМ, блок 4 ППК связан двухсторонней связью с БЦВМ и двухсторонней радиосвязью с пультом управления на начальном пункте маршрута 5 ПУ НПМ и пультом управления на конечном пункте маршрута 6 ПУ КПМ, содержит дополнительно введённую систему коррекции траекторий полёта на маршруте и при автоматической посадке, включающую в себя приёмник спутниковой навигационной системы 8 (СНС), приёмник радиодальномерной системы 17 (РДС), блок коррекции траектории на маршруте 16 (БКТ), блок коррекции траектории на посадке 18 (БКП), блок математического программирования глиссады 19 (БПГ), при этом выход СНС подключен к первому входу БКТ, выход РДС подключен ко второму входу БКТ, второй выход БЦВМ подключен к третьему входу БКТ и первому входу БКП, первый выход БКТ подключен к отдельному входу БЦВМ, выход БКП подключен к отдельному входу БЦВМ, второй выход БКТ подключен ко второму входу БКП, третий выход БЦВМ подключен к входу БКК, блок БПГ связан с БКП двухсторонней связью.

На фиг. 2 приведён эскиз кары полёта транспортного летательного аппарата с выдерживанием заданного курса в автономном режиме. На фиг. 3 приведен эскиз карты полёта транспортного БПЛА с выдерживанием заданного курса в режиме радиокоррекции, на фиг. 4 показан эскиз зоны полёта и посадки на конечном пункте маршрута (КПМ), на фиг. 5 приведена проекция траектории захода на посадку (ТЗП) ЛА по горизонтальному (курсовому) каналу, а фиг. 6 - проекция траектории захода на посадку ЛА по вертикальному (высота над ВПП) каналу с условными обозначениями:

– стояночный курс, – текущий курс, – заданный курс, – курс взлётно-посадочной полосы (ВПП), N, S, E, W – стороны света (север, юг, восток, запад), по – продольная ось ЛА, D – дальность, h – высота, КТП – контрольная точка посадки по курсу ВПП на её осевой линии, КТГ – контрольная тока глиссады, ТЗП - траектория захода на посадку, «1»- контрольная точка начала режима посадки, «2»-КТП. «КТП-КТГ» - зона стабилизации параметров ЛА (ЗСП) при входе в створ ВПП по курсу ВПП и по высоте над ВПП, «КТГ-КПМ» - зона полёта ЛА по запрограммированной в блоке 19 БПГ глиссаде (ЗПГ).

А1 – координаты ЛА в автономном полёте.

Курсо-воздушная навигация

С1 – координаты ЛА, фактические, после коррекции от СНС или от 3-х РДС с помощью блока коррекции траектории – БКТ.

Погрешность автономного полёта – .

Вычисление , далее полёт в автономном режиме по .

На борту ЛА – приёмник СНС, приёмник РДС – работающий от 3-х и более наземных радиодальномерных систем.

Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата в режиме автономной навигации работает следующим образом, (фиг. 1, фиг. 2). На старте при подготовке к полёту блок 14 БВК с помощью реперных штырей устанавливается на реперные отверстия 11 ЛА, чем достигается согласование продольных осей 14 БВК и 11 ЛА, измеренное 14 БВК значение начального стояночного курса ЛА (магнитного от датчика магнитного курса или истинного курса, измеренного оптическим средством по известному азимуту на ориентир) вводится в блок 12 ЗК/ЗМС, где с учётом магнитного склонения формируется сигнал начального стояночного курса, после чего, при известном значении заданного курса, вычисляется курсовой угол доворота ЛА на заданный курс КПМ, затем сигнал заданного курса вводится на первый вход 9 ГН, с выхода которого поступает на первый вход 13 БЦВМ. 14 БВК снимается с ЛА. При полете по маршруту с выдерживанием заданного курса запрограммированные в 7 БПМ в цифровом виде координаты начального (НПМ), конечного (КПМ) и промежуточных пунктов маршрута, координаты трех или более наземных радиодальномерных станций РДС₁ (), РДС₂ (), РДС₃ (), курс ВПП посадки на КПМ и запасных аэродромов, заданных значений курсов, скоростей, высот полета, углов крена, тангажа в полёте передаются в 13 БЦВМ. Посредством аппаратуры, входящей в состав пилотажно-навигационной системы, измеряются следующие текущие параметры транспортного летательного аппарата: углы крена, тангажа от датчика авиагоризонта 20 ДАГ, курса от гироскопа направления 9 ГН, воздушная скорость и барометрическая высота от системы воздушных сигналов 1 СВС, высота полета от радиовысотомера 10 РВ. Данные параметры движения транспортного летательного аппарата передаются в 13 БЦВМ, где происходит сравнение этих сигналов с заданными в блоке программирования маршрута 7 БПМ параметрами траектории движения транспортного летательного аппарата и их корректировка.

На основании полученных данных 13 БЦВМ производит расчёт координат местоположения – А1 в режиме автономного курсо-воздушного счисления и производит корректировку заданного курса – .

На основании этого 13 БЦВМ вырабатывают в цифровом виде директивные сигналы отклонения транспортного летательного аппарата от рассчитанного заданного курса, которые преобразуются в директорные сигналы управления транспортным летательным аппаратом и поступают с выхода 13 БЦВМ на первый вход 3 БПК. Далее поступающий на вход 3 БПК цифровой директорный сигнал подается в блок исполнения команд 2 БИК, преобразуется в аналоговый и поступает на вход системы управления пилотированием 11 ЛА, которая приводит в действие рулевые тяги, закрылки и т.д. до тех пор, пока не будет обнулен директорный сигнал. Обнуление директорного сигнала означает, что транспортный летательный аппарат вышел на рассчитанный заданный курс полета по расчётным данным автономного счисления. Ручное управление полётом ЛА осуществляется от наземного пульта управления 5 ПУ НПМ или от 6 ПУ КПМ, связанных радиосвязью с блоком приёма-передачи 4 ППК, сигналы управления пилотированием с выхода которого поступают на второй вход 3 БПК.

Переход на ручное управления выполняется по команде от пульта управления 5 НПМ на начальном пункте маршрута или пульта управления 6 КПМ на конечном пункте маршрута, связанных радиосвязью с блоком приёма-передачи 4 ППК, со второго выхода которого командный сигнал поступает на третий вход 3 БПК и на отдельный вход 13 БЦВМ.

Работа канала радиокоррекции траектории ЛА на маршруте в пилотажно-навигационной системе осуществляется следующим образом (фиг. 3, фиг. 4): координаты от приёмника спутниковой навигационной системы 8 СНС – (С1) и сигналы дальности от приёмника радиодальномерной системы 17 РДС – (для целей дублирования работы каналов радиокоррекции и сравнения расчёта координат) поступают на первый вход 16 БКТ от приёмника 8 СНС и на второй вход 16 БКТ от приёмника 17 РДС[2,4].

На основании этого в 16 БКТ происходит сравнение координат определённых (фактических) от приёмника 8 СНС (С1) и автономного вычисленных курсо-воздушным счислением с определением погрешностей автономного счисления – и их списания в 13 БЦВМ, при этом определяется заданный курс и дальность – D₂ до КПМ. Одновременно в 16 БКТ производится перерасчёт дальностей – , полученных от приёмника 17 РДС, в координаты ЛА и их сравнение с автономно вычисленными курсо-воздушным счислением с определением погрешностей автономного счисления по данным 17 РДС – , после чего происходит их списание в 13 БЦВМ, при этом определяется заданный курс – и дальность – D´₂ до КПМ. При этом вычисленные географические координаты местоположения РДС передаются транзитом в БКТ. Приоритет использования расчётов параметров ЛА от приёмников 8 СНС или 17 РДС отдаётся более помехоустойчивой и работоспособной системе в конкретном полёте. Одновременно происходит сравнение показаний с выдачей сигнала превышения допуска.

Таким образом, в 13 БЦВМ производится решение математических задач по автономной курсо-воздушной навигации, а в канале коррекции траектории на маршруте в составе 16 БКТ решаются задачи вычисления сигналов коррекции параметров от приемников 8 СНС и 17 РДС с расчетом заданного курса на КПМ и их передача в 13 БЦВМ-1, для проведения коррекции текущих параметров навигации БПЛА. Конечным результатом работы навигации пилотажно-навигационной системы в режиме радиокоррекции траектории на маршруте является обеспечения точного выхода ЛА в зону конечного пункта маршрута (КПМ) для захода на посадку от контрольной точки «1» начала посадки.

На фиг. 4, фиг. 5, фиг. 6 приведены траектории захода на посадку (ТЗП) в зоне КПМ. На фиг. 4 показана карта посадки, на фиг. 5 приведена проекция траектории захода на посадку ЛА по горизонтальному (курсовому) каналу на осевую линию ВПП с курсом ВПП, а на фиг. 6 показана проекция траектории посадки ЛА по вертикальному (высота над ВПП) каналу.

Работа канала коррекции траектории посадки) от контрольной точки «1» начала посадки заключается в следующем. В блок 18 БКП от 13 БЦВМ поступают вычисленные значения координат и высоты местоположения ЛА, сигналы коррекции от 16 БКТ для выхода ЛА на осевую линию ВПП и на курс ВПП КПМ, текущие и вычисленные значения параметров, в том числе углов текущего и заданного курса, углов авиагоризонта, скорости и др. 18 БКП производит расчет траектории посадки по горизонтальному каналу и по вертикальному каналу, по техническим параметрам запрограммированной в БПГ глиссады, вырабатывает корректирующие сигналы отклонения, от курса и глиссады, которые поступают в 13 БЦВМ и по которым происходит управление ЛА на траектории посадки.

При возврате ЛА с КПМ, при отсутствии блока 14 БВК, с помощью задатчика курса блока 12 ЗК/ЗМС вводится известное значение начального стояночного курса ЛА на 9 ГН, дальнейшая подготовка и полёт на НПМ производится штатно , как полёт на КПМ.

13 БЦВМ осуществляет контроль работоспособности входящих в пилотажно-навигационную систему блоков на основе их средств встроенного контроля. При обнаружении неисправности и при расхождении значений параметров, вычисленных от 8 СН и 17 РДС, 13 БЦВМ передаёт в 4 ППК соответствующий сигнал, который транслируется далее на пульт управления 5 ПУ НПМ на начальном пункте маршрута и на пульт управления 6 ПУ КПМ на конечном пункте маршрута. На основании этого наземные службы принимают решение, каким образом осуществлять полет транспортного летательного аппарата.

Для посадки БПЛА отсутствует необходимость иметь наземный глиссадный маяк в зоне посадки, в связи с наличием в составе пилотажно-навигационной системы дополнительно введённого в состав блока математического программирования глиссады 19 БПГ, взаимодействующего двухсторонней связью с 18 БКП, с техническими параметрами программируемой глиссады, обеспечивающими точную безопасную посадку ЛА по осевой линии ВПП от контрольной точки глиссады КТГ до ВПП. На данном участке посадки корректирующие сигналы угловых и линейных отклонений и их производных отрабатываются блоком 18 БКП, обеспечивая полёт ЛА по запрограммированной в 19 БПГ глиссаде. При этом, учитывая наличие жёстко запрограммированной глиссады, на данном участке, директорное управление полётом по глиссаде целесообразно выполнять путём устранения отклонений параметров от запрограммированной глиссады, при отключении внешней радиокоррекции параметров управляющих сигналов.

Источники информации

1. Патент РФ № 145174 C1 на полезную модель «Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата», 2019 г.

2. Патент РФ №2773981 C1 на изобретение «Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата», 2022 г.

3. Патент РФ № 2707091 С1 на изобретение «Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата», 2019 г.

4. Скуднева О.В. «Оптимальный алгоритм автоматической посадки транспортных летательных аппаратов с применением радиодальномерных систем», Изд. Электронный научный журнал «Дневник науки», № 8, 2020.

5. Скуднева О.В. Обеспечение безопасности полётов с помощью использования транспортных беспилотных летательных аппаратов. // Инновации в современной науке (том 2). Материалы научно-практической конференции 28 ноября 2017 г., г. Прага, Чехия. Изд. Нефтекамск РИО НИЦ «Мир науки 2017 г., стр. 112-124.

Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата содержит автоматический навигатор (АН), включающий в себя гироскоп направления (ГН), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), систему воздушных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), блок коррекции курса (БКК), блок задатчика курса/задатчика магнитного склонения (ЗК/ЗМС), блок выставки начального стояночного курса (БВК), блок программирования маршрута (БПМ), датчик авиагоризонта (ДАГ). Система также содержит систему исполнения команд, включающую блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), блок системы управления летательным аппаратом (ЛА), блок приёмника-передатчика команд (ППК) для радиосвязи с пультом управления на начальном пункте маршрута (ПУ НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (ПУ КПМ), систему радиокоррекции траекторий полёта, включающую в себя приёмник спутниковой навигационной системы (СНС), приёмник радиодальномерной системы (РДС), работающий от трёх и более наземных радиодальномерных систем, блок коррекции траектории на маршруте (БКТ), блок коррекции траектории на посадке (БКП), блок математического программирования глиссады (БПГ), соединенные определенным образом. Обеспечивается автоматическая управляемая посадка транспортного ЛА по расчётной математически программируемой глиссаде. 6 ил.

Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата, содержащая автоматический навигатор (АН), включающий в себя гироскоп направления (ГН), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), систему воздушных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), блок коррекции курса (БКК), блок задатчика курса/задатчика магнитного склонения (ЗК/ЗМС), блок выставки начального стояночного курса (БВК), блок программирования маршрута (БПМ), датчик авиагоризонта (ДАГ), содержащая систему исполнения команд, включающую блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), блок системы управления летательным аппаратом (ЛА), блок приёмника-передатчика команд (ППК) для радиосвязи с пультом управления на начальном пункте маршрута (ПУ НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (ПУ КПМ), при этом выход БПК подключён к входу БИК, выход которого подключен к входу системы управления летательного аппарата (ЛА), съёмная конструкция блока БВК механически жёстко подключается с помощью реперных штырей к реперным отверстиям ЛА, выход БВК подключён к входу блока ЗК/ЗМС, выход которого подключён к первому входу ГН, выход БКК подключен ко второму входу ГН, выход ГН, выход СВС, выход РВ, выход БПМ, выход ДАГ подключены к отдельным входам БЦВМ, первый выход БЦВМ подключён ко первому входу БПК, первый выход ППК подключён ко второму входу БПК, второй выход ППК подключен к третьему входу БПК и к отдельному входу БЦВМ, блок ППК связан двухсторонней связью с БЦВМ и двухсторонней радиосвязью с пультом управления на начальном пункте маршрута ПУ НПМ и пультом управления на конечном пункте маршрута ПУ КПМ, отличающаяся тем, что в неё дополнительно введена система радиокоррекции траекторий полёта на маршруте и при автоматической посадке, включающая в себя приёмник спутниковой навигационной системы (СНС), приёмник радиодальномерной системы (РДС), работающий от трёх и более наземных радиодальномерных систем, блок коррекции траектории на маршруте (БКТ), блок коррекции траектории на посадке (БКП), блок математического программирования глиссады (БПГ), при этом выход СНС подключен к первому входу БКТ, выход РДС подключен ко второму входу БКТ, второй выход БЦВМ подключен к третьему входу БКТ и первому входу БКП, первый выход БКТ подключен к отдельному входу БЦВМ, выход БКП подключен к отдельному входу БЦВМ, второй выход БКТ подключен ко второму входу БКП, третий выход БЦВМ подключен к входу БКК, блок БПГ связан с БКП двухсторонней связью.