Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата Российский патент 2024 года по МПК G05D1/20 G01C23/00 G01C21/12 B64D43/02 

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 (патент RU №2707091 C1, 2019 [1]), содержащая цифровую аппаратуру текущих пилотажно-навигационных параметров для определения авиагоризонта, измерения воздушной скорости, барометрической высоты, относительной высоты от радиовысотомера (АТП), аппаратуру измерения курса на основе гироскопического датчика и 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 летательным аппаратом (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), гироскоп направления ГН, 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 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 летательного аппарата 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 КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью, выход БВК подключен 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 (ЛА) при посадке, с помощью наземного пульта управления.

Известная также пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата (патент RU №2749214 С1, 2021 [2]), содержит первый и второй автонавигаторы (АН), систему воздушных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), блок переключения каналов (БПК), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ППК) для связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), блок коррекции траектории на маршруте (БКТ), блок коррекции траектории посадки (БКП), приемник спутниковой навигационной системы (СНС), приемник радиодальномерной системы (РДС), работающий от трех и более наземных радиодальномерных систем, причем первый АН состоит из первой бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-1), первой инерциальной системы (ИС-1) и первого канала БВП, а второй АН состоит из второй бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-2), второй инерциальной системы (ИС-2) и второго канала БВП, 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 соединены между собой двухсторонней радиосвязью. Эта система является прототипом заявленной.

Недостаток такой пилотажно-навигационной системы заключается в невозможности выполнить управляемую беспилотную безопасную посадку транспортного летательного аппарата по глиссаде на взлетно-посадочную полосу (ВПП) конечного пункта маршрута (КПМ), при отсутствии наземного глиссадного маяка.

Задачей также известного решения(патент RU №2773981 С1, 14.06.2022 [3]), является обеспечение беспилотной автоматической управляемой посадки транспортного летательного аппарата по расчетной глиссадной траектории на ВПП КПМ с применением дополнительного устройства программирования траектории глиссады на основе блока математического программирования глиссады (БПГ).

Данный технический результат достигается в пилотажно-навигационной системе транспортного летательного аппарата, содержащей автоматические навигаторы (АН) с инерциальными системами (ИС) для определения углов крена, тангажа, курса, инерциальных скоростей и координат местоположения, систему воздушных сигналов (СВС) для измерения воздушной скорости и барометрической высоты, аппаратуру для измерения относительной высоты посредством радиовысотомера (РВ), аппаратуру для определения путевой скорости и координат посредством инерциальных и радиосистем, блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ППК) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), причем выход БПК подключен к входу БИК через цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), выполнены первый и второй автоматические навигаторы (АН), причем первый АН выполнен в составе первой бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-1), первой инерциальной системы (ИС-1), второй АН выполнен в составе второй бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-2), второй инерциальной системы (ИС-2), причем выход ИС-1 подключен к входу БЦВМ-1 и к первому входу БВП, а выход ИС-2 подключен к входу БЦВМ-2 и ко второму входу БВП, выходы СВС, РВ подключены к входам БЦВМ-1 и БЦВМ-2, по одному из выходов БПМ и ППК подключены к входам БЦВМ-1, другие выходы БПМ, ППК подключены к входам БЦВМ-2, выход БВП подключен к входам БЦВМ-1, БЦВМ-2, ППК, выход БЦВМ-1 подключен к первому входу БПК, выход БЦВМ-2 подключен ко второму входу БПК, выход БПК подключен к входу цифро-аналогового преобразователя ЦАП, выход ЦАП подключен к входу БИК, один из выходов каждой БЦВМ-1 и БЦВМ-2подключен к входу другой или БЦВМ-1, или БЦВМ-2. БЦВМ-1 и БЦВМ-2 соединены с ППК двухсторонней связью; выполнен канал коррекции траектории на маршруте ЛА, состоящей из блока коррекции траектории (БКТ), приемника спутниковой навигационной системы (СНС) и приемника радиодальномерной системы (РДС), причем вход «А» БКТ подключен к выходу приемника СНС, вход «Б» БКТ подключен к выходу приемника РДС, вход «В» БКТ подключен к выходу БЦВМ-1, вход «Г» БКТ подключен к одному выходу БЦВМ-2, выход БКТ подключен к одному из входов БЦВМ-1 и БЦВМ-2, выполнен канал коррекции траектории посадки, состоящий из блока коррекции траектории посадки (БКП), работающего с БЦВМ-1, БЦВМ-2, БКТ, при этом первый вход БКП подключен к отдельному выходу БЦВМ-1, второй вход БКП соединен с другим выходом БЦВМ-2, третий вход БКП подключен ко второму выходу БКТ, выход БКП подключен к отдельному входу БЦВМ-1 и отдельному входу БЦВМ-2, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью, введенный дополнительно блок математического программирования глиссады (БПГ) соединен двухсторонней связью с БКП.

Недостатком известной пилотажно-навигационной системы [3] является сложность конструкции, заключающейся в наличии двух инерциальных систем, двух бортовых цифровых вычислительных машин, что требует дополнительных площадей для их размещения в ущерб размещения полезного груза. Кроме того, использование системы воздушных сигналов и приемника радиодальномерной системы для обеспечения посадки транспортного летательного аппарата (ТЛА) сопряжено с необходимостью ввода поправок на геометрию прихода сигналов от радиодальномерной системы, а также ввода поправок для определения скорости движения ТЛА в зависимости от скорости и направления ветра.

В известной системе посадки ТЛА [3] применяется навигация на основе глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС, GNSS) и приемник радиодальномерной системы (РДС), работающий от трех и более наземных радиодальномерных систем, однако если стоит задача высокоточной посадки в заданном местоположении и с заданной ориентацией, то навигации непосредственно и только на основе ГНСС недостаточно, так как она обеспечивает точность лишь в пределах 5-8 метров. Использование радиодальномерной системы также не позволяет обеспечить необходимую точность навигации при неблагоприятных погодных условиях. Одним из решений этой проблемы может быть применение систем дифференциальной коррекции, однако во многих сценариях работы ТЛА такие системы могут быть недоступны.

Известны также способ и устройство для автономной посадки беспилотного летательного аппарата (патент RU №№2792974 С1, 28.03.2023 [4]) и его аналоги (патенты CN №108981705 А, 11.12.2018, CN №110871893 А, 10.03.2020,CN №111061300 А, 24.04.2020, CN №108216624 А, 29.06.2018, CN №110989687 A, 10.04.2020, CN №107063261 В, 17.01.2020, CN №106127201 В, 15.02.2019, CN №106057929 В, 23.03.2018, RU №2721048 С1, 15.05.2020, RU №2724908 С1, 26.06.2020)

Беспилотные летательные аппараты (БПЛА, UAV) постепенно становятся частью повседневной жизни - они выполняют доставку грузов, различные исследования, анализ окружающего пространства, контроль объектов, фото- и видеосъемку, используются в спасательных операциях и находят множество других применений. Как и в случае с другими видами транспорта, по всему миру ведутся разработки, направленные на полную автоматизацию работы БПЛА.

Одной из задач автоматизации БПЛА является его автономная посадка. Из уровня техники известно множество различных способов, которые можно условно разделить на 2 группы: посадка на подготовленную поверхность - например, на посадочную площадку, и на неподготовленную поверхность - например, на поверхность земли.

С целью увеличения точности во многих известных решениях используются способы дополнительной навигации. Некоторые такие способы применяют навигацию на основе связи между посадочной платформой и БПЛА, однако они требуют наличия дополнительного коммуникационного оборудования как на посадочной платформе, так и на борту БПЛА, что усложняет систему и возможности ее широкого применения.

Известны также способы дополнительной навигации, основанные на использовании установленной на БПЛА камеры. Камера в типичном случае является штатным бортовым средством, поэтому такие способы не требуют установки на БПЛА дополнительного оборудования. Существует множество способов, в которых в месте посадки размещается черно-белый маркер квадратной или иной формы, камера захватывает изображение, выполняется распознавание маркера, и тем самым определяется точное место посадки и/или положение камеры относительно маркера, что позволяет выполнять достаточно точную посадку. Тем не менее, такие способы имеют ряд недостатков: требуется высокое разрешение камеры, маркер должен полностью захватываться камерой, его не видно издалека и его не видно в сложных условиях окружающей среды (ночь, туман, осадки). Для решения этой проблемы в некоторых решениях используются источники света.

Например, в документе CN №111506091 А раскрывается система управления посадкой, в которой на поверхности посадочной платформы размещен LED-экран (экран из светодиодов) высокого разрешения, который показывает один паттерн на всю площадь, когда БПЛА находится на большой высоте над платформой, а затем показывает 5 маленьких двумерных паттернов, когда БПЛА приблизился к платформе. В качестве паттернов используются AprilTag. Однако, такое решение является весьма дорогим и сложным конструктивно и алгоритмически, требует согласования между платформой и БПЛА относительно того, какие паттерны показывать в данный момент в соответствии с текущей высотой БПЛА, а также требует высокого разрешения экрана, что делает невозможным использование источников света большой мощности, что существенно ухудшает возможность использования на большой дальности и в сложных условиях окружающей среды. Для корректного распознавания подобного паттерна он должен быть виден целиком. В поисках компромисса между размером и яркостью отдельных светодиодов и общим разрешением экрана экран может быть увеличен, но тогда он будет занимать много места и загромождать платформу, из-за чего сложно реализовать его на платформе малого размера с неплоской геометрией и сложно размещать на ней иное оборудование. Все эти недостатки существенно ограничивают возможность широкого применения такого решения.

Известно также решение, раскрытое в документе KR №10-1524936 В1, где описывается устройство хранения и зарядки БПЛА, содержащее множество посадочных платформ. По углам каждой платформы расположены матрицы n*n из светодиодных и ИК-ламп. Светодиодные лампы работают днем, а ИК-лампы работают ночью. Матрицы в совокупности формируют уникальный паттерн. Когда БПЛА подлетает достаточно близко к платформе, он обнаруживает и распознает этот паттерн, определяет свое местоположение, сообщает его платформе, получает от нее оптимальную траекторию посадки и разрешение на посадку и выполняет посадку. Необходимость использования в каждой ячейке матрицы светодиодной и ИК-ламп увеличивает сложность и снижает надежность конструкции, а также снижает максимально возможную яркость лампы. Кроме того, такое решение, как и предыдущее, требует согласования посадки между платформой и БПЛА. Конкретные типы паттернов и методы их распознавания в этом документе не раскрыты. Для корректного распознавания известных паттернов они должны быть видны целиком, то есть камера должна захватывать все углы платформы. Если в поле обзора камеры попадет только одна или две матрицы или если распознались не все лампы в матрице, то может возникнуть неопределенность. Если же попытаться в каждой матрице отображать известные паттерны наподобие применяемого в предыдущем решении, то это приведет к необходимости увеличения разрешения матриц, что либо снижает максимально возможную яркость ламп, либо делает каждую матрицу излишне громоздкой.

Таким образом, в уровне техники существует потребность в создании конструктивно простого решения, которое обеспечивало бы возможность автономной посадки БПЛА в широком диапазоне условий окружающей среды.

С целью устранения по меньшей мере некоторых из вышеупомянутых недостатков предшествующего уровня техники направлено известное техническое решение [4]. Согласно первому аспекту известного технического решения [4], предложен способ автономной посадки беспилотного летательного аппарата, содержащий этапы, на которых: выполняют, посредством БПЛА, предварительное перемещение к приблизительной области посадки; захватывают, посредством камеры, изображение приблизительной области посадки; преобразуют, посредством устройства для автономной посадки, цветовое пространство изображения в цветовое пространство HSV; обнаруживают на изображении, посредством устройства для автономной посадки, по меньшей мере один вспомогательный источник света, расположенный в области посадки, с помощью цветовой сегментации в цветовом пространстве HSV; обнаруживают на изображении, посредством устройства для автономной посадки, по меньшей мере один главный источник света, расположенный в области посадки, с помощью цветовой сегментации в цветовом пространстве HSV; формируют на изображении, посредством устройства для автономной посадки, группы из обнаруженных источников света; определяют, посредством устройства для автономной посадки, местоположение и ориентацию области посадки посредством решения задачи PnP; и выполняют, посредством БПЛА, перемещение в направлении области посадки на основании определенного местоположения и ориентации области посадки, причем область посадки содержит по меньшей мере одну группу источников света, причем каждая группа источников света содержит по меньшей мере один главный источник света и по меньшей мере два вспомогательных источника света, причем в каждой группе источников света главный источник света излучает в цвете, отличном от вспомогательного источника света, причем точное расположение источников света в области посадки и их цвета заранее известны устройству для автономной посадки.

Согласно второму аспекту известного технического решения [4], предложено устройство для автономной посадки беспилотного летательного аппарата (БПЛА), содержащее: процессор, и память, соединенную с процессором и содержащую инструкции, которые предписывают процессору выполнять следующие операции: отправлять в камеру, расположенную на БПЛА, команду на захват изображения, когда БПЛА совершил перемещение к области посадки; получать от камеры изображение области посадки; преобразовывать цветовое пространство изображения в цветовое пространство HSV; обнаруживать на изображении по меньшей мере один вспомогательный источник света, расположенный в области посадки, с помощью цветовой сегментации в цветовом пространстве HSV; обнаруживать на изображении по меньшей мере один главный источник света, расположенный в области посадки, с помощью цветовой сегментации в цветовом пространстве HSV; формировать на изображении группы из обнаруженных источников света; определять местоположение и ориентацию области посадки посредством решения задачи PnP; и оказывать управляющее воздействие на исполнительные механизмы БПЛА, с тем чтобы БПЛА приближался к области посадки на основании определенного местоположения и ориентации области посадки.

При использовании данного технического решения обеспечивается: упрощение конструкции посадочной платформы по сравнению с платформами, содержащими экраны высокого разрешения или сложные матрицы из множества источников света; упрощение конструкции БПЛА за счет отсутствия необходимости установки на него дополнительного оборудования помимо камеры и блока управления; снижение требований к характеристикам камеры БПЛА, таким как разрешение и угол обзора, по сравнению с решениями, использующими посадочные платформы с экранами высокого разрешения или сложными матрицами из множества источников света; упрощенная интеграция с посадочной платформой, имеющей неплоскую геометрию; уменьшение шума в радиоэфире за счет отсутствия необходимости осуществления связи между БПЛА и посадочной платформой.

Однако использование таких систем сопряжено с ограничениями их использования при сложных условиях окружающей среды, что существенно сказывается на точности посадки БЛА из-за наличия возможной интерференции световых сигналов.

В качестве прототипа выбрана пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата [3].

Задачей предлагаемого технического решения является повышение достоверности получения информации для обеспечения безопасной посадки ТЛА в том числе, выполненных в виде БПЛА..

Поставленная задача решается за счет того, что в пилотажно-навигационной системе транспортного летательного аппарата, содержащей автоматический навигатор (АН) с инерциальной системой (ИС) для определения углов крена, тангажа, курса, инерциальных скоростей и координат местоположения, систему воздушных сигналов (СВС) для измерения воздушной скорости и барометрической высоты, аппаратуру для измерения относительной высоты посредством радиовысотомера (РВ), аппаратуру для определения путевой скорости и координат посредством инерциальных и радиосистем, блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ППК) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), причем выход БПК подключен к входу БИК через цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), причем АН выполнен в составе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), инерциальной системы, причем выход ИС подключен к входу БЦВМ и к первому входу БВП, выходы СВС, РВ подключены к входам БЦВМ, по одному из выходов БПМ и ППК подключены к входам БЦВМ, другие выходы БПМ, ППК подключены к входам БЦВМ, выход БВП подключен к входам БЦВМ, ППК, выход БЦВМ подключен к первому входу БПК, выход БПК подключен к входу цифро-аналогового преобразователя ЦАП, выход ЦАП подключен к входу БИК, БЦВМ соединена с ППК двухсторонней связью; выполнен канал коррекции траектории на маршруте ЛА, состоящей из блока коррекции траектории (БКТ), приемника спутниковой навигационной системы (СНС), БКТ подключен к выходу приемника СНС, еще один вход БКТ подключен к выходу БЦВМ, выход БКТ подключен к одному из входов БЦВМ-1, выполнен канал коррекции траектории посадки, состоящий из блока коррекции траектории посадки (БКП), работающего с БЦВМ, БКТ, при этом первый вход БКП подключен к отдельному выходу БЦВМ, еще один вход БКП соединен с вторым выходом БКТ, выход БКП подключен к отдельному входу БЦВМ, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью, введенный дополнительно блок математического программирования глиссады (БПГ) соединен двухсторонней связью с БКП, в отличие от прототипа, инерциальная система включает фиброоптический гирокомпас стремя ФО-гирометрами и тремя акселерометрами, дополнительно введены локационный датчик для излучения и приема отраженных сигналов от маркеров, и соответственно, блок обработки отраженных сигналов - БОС, шина управления и синхронизации, датчик для излучения и приема отраженных сигналов от маркеров выполнен в виде лазерного дальномера, дополнительно в пилотажно-навигационную систему транспортного летательного аппарата введены приемник спутниковой навигационной системы, электронная картографическая навигационная информационная система соединенная своими входами с выходами соответственно БОС и приемника спутниковой навигационной системы, а своим входом - выходом соединена с БЦВМ, которая своими входами соединен соответственно с выходами БОС и приемника спутниковой навигационной системы, а своим входом- выходом соединен с электронной навигационной информационной системой, при этом локационный датчик выполнен в виде лазера, работающего в ближнем ИК диапазоне (1065 нм) для определения пространственного положения точек отражения от маркеров, маркеры выполнены в виде оптических угловых отражателей и размещены по пути следования ТЛА вдоль приблизительной области посадки до области посадки, оптические угловые отражатели выполнены с диффузным светоотражающим эффектом не мене 80%, также введена вторая антенна приемника СНС, направленная вниз или ориентированная по оси надира.

Инерциальная система включает фиброоптический гирокомпас с тремя ФО-гирометрами, дополненная тремя акселерометрами.В ряде современных образцов ГК применены оптические кольцевые лазерные гирометры (RLG - RingLaserGiroscope), называемые также фиброоптическими (волоконнооптическими) гиродатчиками - ФОГ (FOG - FiberOpticGiroscope). Фиброоптические гирокомпасы уже установлены на нескольких морских судах. Система с тремя ФО-гирометрами, дополненная тремя акселерометрами может служить датчиком кинематического состояния ТЛА, который измеряет: курс, крен, дифферент, продольное, поперечное и вертикальное перемещение корпуса и не требует больших площадей и объемов в отличие от известных конструкций ИНС.

Локационный датчик представляет собой лидарную систему, которая содержит источник излучения для испускания множества выходных лучей, микроэлектромеханический (MEM) компонент, имеющий отражающую поверхность для приема множества выходных лучей и для отражения множества выходных лучей в сторону интересующей области. При этом MEM-компонент выполнен с возможностью колебаться относительно первой оси колебаний посредством первой амплитуды колебаний, чтобы модулировать каждый из множества выходных лучей посредством вертикального интервала вдоль вертикальной оси в интересующей области. Лидарная система также содержит систему обнаружения для обнаружения множества входных лучей из интересующей области, причем система обнаружения содержит волоконно-оптическую матрицу, размещаемую с возможностью передавать множество входных лучей по меньшей мере в один фотодетектор. Волоконно-оптическая матрица содержит множество оптических волокон, причем каждое оптическое волокно имеет приемный конец, причем приемные концы множества оптических волокон размещаются в двумерной матрице, и приемную линзу для фокусировки данного входного луча из множества входных лучей на данном приемном конце данного оптического волокна волоконно-оптической матрицы. В некоторых вариантах осуществления лидарная система, в которой расстояние между приемной линзой и данным приемным концом данного оптического волокна из множества оптических волокон в волоконно-оптической матрице содержит фокусное расстояние данного входного луча из множества входных лучей (аналогом является лидарная система приведенная в документе: патент RU №2762744 C2, 22.12.2021).

Локационный датчик выполнен в виде лазера, работающего в ближнем ИК диапазоне (1065 нм).

Посредством локационного датчика измеряют расстояние и/или пеленг и/или курс, по крайней мере, до трех оптических угловых отражателей, установленных в зоне посадки ТЛА с известными координатами, рассчитывают координаты точки установки локационного датчика на ТЛА с последующим их преобразованием в географическую систему координат, вычисляют координаты точки установки антенны приемника СНС, вычисляют эталонные координаты точки установки антенны приемника СНС, вычисляют погрешности расстояний, пеленга и курса, вычисляют поправки, которые вводят в бортовой компьютер, при этом также вводят данные о расположении ОУО и антенны (a₁, b₁, h₁, a₂, b₂, h₂, а₃, b₃, h₃), координаты и курс ТЛА (Х_л, У_л, Z_л, К), углов крена и дифферента (θ, ψ), а также расстояний (D₁, D₂, D₃), измеренных радаром до ОУО, и его координат (Х_л, У_л, Z_л), и последующим расчетом эталонных координат антенны (φ_э, λ_э, h_э), которые сравниваются с вычисленными координатами (φ_с, λ_с, h_c) с использованием информационных сигналов от навигационного космического аппарата. Полученные поправки (Δφ=φ_с-φ_э; Δλ=λ_с-λ_э; λ=h_c-h_э) также позволят контролировать точностные характеристики, вырабатываемые приемником СНС при реальной эксплуатации.

Угловые оптические отражатели выполнены со специальным оптическим покрытием. Отражение от поверхности в выбранном спектральном диапазоне может быть усилено за счет нанесения специальных оптических покрытий (https://www.tydexoptics.com/pdf/ru/Optical_Coatings_ru.pdf). Нанесенные пленки дополнительно могут модифицировать физические свойства поверхности, например, повышать ее стойкость к воздействию влаги.

Из уровня техники известны различные светоотражающие покрытия из которых наиболее совершенным является светоотражающее покрытие, приведенное в источнике RU №2775015 С1, 27.06.2022, которое включает от 10 до 20% масс раствор синтетического фторсодержащего каучукоподобного сополимера винилиденфторида с гексафторпропиленом марки СКФ - 26 в этилацетате и алюминиевую пасту «STAPA 9757» с чешуйками «серебряные доллары» в количестве от 0,05 до 3,0 масс. % от массы фторкаучука в растворе.

Использование в качестве светоотражающего компонента алюминиевой пасты «STAPA 9757» с чешуйками «серебряные доллары», размер которых в пределах 18 мкм, положительно влияет на отражающую способность покрытия при длительном сроке (до 10 лет) его использования. Кроме того выбранное содержание пасты «STAPA 9757» от 0,05 до 3,0% масс. от массы фторкаучука в растворе обеспечивают равномерное покрытие поверхности, за счет строгой параллельной ориентации дискообразных чешуек на обрабатываемой поверхности, создавая необходимое отражение излучаемых сигналов.

Подобранная опытным путем композиция светоотражающего покрытия позволяет проводить процесс нанесения его на обрабатываемую поверхность тонким слоем с применением простых средств, таких как: кисть, краскопульт или шпатель, при этом получается гладкое покрытие с высоким диффузным светоотражающим эффектом не мене 80%.

Уголковый оптический отражатель может быть выполнен в виде пространственной фигуры из трех пересекающихся взаимно перпендикулярных пластин. Каждая из трех пластин выполнена в форме квадрата из алюмопластикового композиционного материала. Пластины скреплены между собой посредством фиксаторов.

В Российской Федерации успешно используются различные типы отечественных и зарубежных образцов навигационной аппаратуры потребителей (НАП) глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) типа ГЛОНАСС и GPS. Проведенные предварительные исследования в области использования современных НАП показали принципиальную возможность их использования для измерения составляющих УОЛ. Для этого в самолетной НАП предлагается производить фазовые измерения и сравнение параметров прямых и отраженных от морской поверхности сигналов ГНСС.

Аналог такой системы приведен в патенте US №6549165 В2, 15.04.2003. При этом процесс выполнения высотометрии Земли, включает этапы: приема восходящей антенной (антенной с диаграммой направленности вверх) на борту платформы над поверхностью Земли прямых сигналов, имеющих по меньшей мере две разные несущие частоты, передаваемых спутниками GPS с учетом антенны с диаграммой направленности вверх, приема нисходящей антенной (с диаграммой направленности вниз) на борту платформы сигналов, отраженных поверхностью Земли и имеющих по меньшей мере две разные несущие частоты, сравнения несущих фаз прямых сигналов и принятых отраженных сигналов на несущих частотах, и определения от сравнений участка высоты поверхности.

При этом приемник содержит направленную вверх антенну или ориентированную по оси Зенита, а также направленную вниз антенну или ориентированную по оси Надира и блок обработки сигналов. Антенна с диаграммой направленности вверх предназначена для приема сигналов, передаваемых непосредственно спутниками навигационной системы ГНСС (Global Navigation Satellite System), таких как глобальная система позиционирования, в то время как антенна с диаграммой направленности вниз, которая обычно может быть более ориентированной, чем антенна с диаграммой направленности вверх, предназначена для приема сигналов, передаваемых спутниками ГНСС, которые отражаются поверхностью Земли, и в частности поверхностью океана.

Обе антенны предназначены для приема как правой, так и левой круговой поляризации (LHCP и RHCP).

Блок обработки сигналов содержит приемник, к которому прикладываются сигналы, принятые восходящей антенной, для определения по сигналам, передаваемым спутниками ГНСС, векторов времени Т, Временного положения Р WGS-84 и временной дрейфовой скорости V, соответствующих соответственно текущему времени, положению и скорости приемника.

Приемник ГНСС принимает по меньшей мере два сигнала, имеющих разные несущие частоты, и предпочтительно три различных сигнала, имеющих соответствующие несущие частоты L1, L2, L5. Для достижения оптимальной производительности соответствующие частоты принимаемых сигналов должны быть надлежащим образом разнесены, причем две несущие частоты расположены близко друг к другу (L2 и L5), а третья несущая частота (L1) находится дальше от двух первых. Например, эти частоты следующие: L1=1575 МГц, L2=1227 МГц и L5=1176 МГц. Эти сигналы принимаются с обеих круговых поляризаций и каждый циркулярно поляризованный сигнал обрабатывается отдельно в приемнике ГНСС.

При выполнении высотометрии Земли, процесс выполнения океанской высотометрии, включает этапы: приема антенной с диаграммой направленности вверх на борту подвижной платформы над поверхностью Земли прямых сигналов, имеющих, по меньшей мере, две разные несущие частоты, передаваемых спутниками ГНСС, приема антенной с диаграммой направленности вниз на борту платформы сигналов, отраженных поверхностью Земли и имеющих по меньшей мере две разные несущие частоты, сравнения несущих фаз принятых прямых сигналов и отраженных сигналов на несущих частотах, и определение от сравнений участка высоту поверхности, при определении высоты поверхности вычисляют геодезические координаты нижней антенны (ϕо, λо, Но) со смещением, обусловленным наклоном отражающей поверхности относительно референц-эллипсоида по формуле (ϕо, λ,о, Но)=(ϕг, λг, Нг), где ϕг, λг, Нг - широта, долгота и высота верхней антенны ТЛА, по вычисленным геодезическим координатам подвижной платформы значения проекций УОЛ по широте и долготе (УОЛϕ, УОЛλ) вычисляют по формулам:

где N, М - радиусы кривизны нормального сечения и меридиана референц-эллипсоида;

Δϕ, Δλ, - разности геодезических координат по данным обеих антенн, при этом исключают ионосферную погрешность путем обработки спутниковой навигационной информации методом PrecisePointPosition. При наличии в регионе опорных станций их информацию используют для измерения эфемеридных погрешностей и погрешностей расхождения шкал времени.

При этом бортовое устройство содержит направленную вверх антенну на борту платформы для приема прямых сигналов, имеющую, по меньшей мере, две несущие частоты от рассматриваемых спутников ГНСС, направленную вниз антенну на борту указанной платформы для приема сигналов, имеющую, по меньшей мере, две несущие частоты, причем указанные принятые сигналы передаются каждым из указанных спутников ГНСС и отражаются от поверхности Земли. Приемник ГНСС соединенный с направленной вверх антенной для подачи прямых сигналов, содержит частотный демультиплексор, подключенный к указанной нисходящей антенне. Для разделения принятых отраженных сигналов на отраженные сигналы, имеющие соответственно по меньшей мере две несущие частоты, средства сравнения фаз несущих указанных прямых сигналов, выводимых указанным приемником ГНСС, и отраженных сигналов, выводимых указанным частотным демультиплексором на указанных по меньшей мере двух несущих частотах, и средства определения высоты поверхности из фазовых сравнений, выполняемых указанным средством сравнения фаз. Бортовое устройство также содержит персональный компьютер и блок для измерения эфемеридных погрешностей и погрешностей расхождения шкал времени, который своим входом информационно связан с опорными станциями для измерения эфемеридных погрешностей и погрешностей расхождения шкал времени, а своим выходом соединен с входом бортового компьютера.

Маркеры выполнены в виде оптических угловых отражателей и размещены по пути следования ТЛА вдоль приблизительной области посадки до области посадки. Оптические угловые отражатели выполнены с диффузным светоотражающим эффектом не мене 80%.

В контрольной точке глиссады маркеры размещены на мачтах на фиксированной высоте, а в контрольной точке посадки маркеры размещены поперек посадочной полосы по ее краям и на центральной оси посадочной полосы.

Посредством локационного датчика измеряют расстояние, и/или пеленг, и/или курс, по крайней мере, до трех оптических угловых отражателей, установленных в районе посадки, в точках с известными координатами. Рассчитывают координаты точки установки локационного датчика с последующим их преобразованием в географическую систему координат. Вычисляют координаты точки установки антенны приемника СНС, вычисляют эталонные координаты точки установки антенны приемника СНС, вычисляют погрешности расстояний, пеленга и курса, и вычисляют поправки, которые вводят в БЦВМ.

В БЦВМ поступает информация о курсе ТЛА, выдаваемом ИНС или системой курсоуказания (радиокомпас, спутниковый компас), о расстояниях (D₁, D₂, D₃) и курсовых углах (β₁, β₂, с β₃), измеренных локационным датчиком до маркеров. Далее происходит расчет координат локационного датчика (φ_л, λ_л) и его пеленг на ОУО (П_i) с последующим вычислением эталонного значения курса ТЛА (К_э). Конечные результаты выводятся на ЭКНИС, где сравниваются с программными значениями для данных условий полета и посадки ТЛА.

Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата работает следующим образом. При полете ТЛА по маршруту с выдерживанием заданного курса запрограммированные в БПМ в цифровом виде координаты начального (НПМ), конечного (КПМ) и промежуточных пунктов маршрута, координаты трех или более наземных маркеров, курс ВПП посадки на КПМ и запасных аэродромов, заданных значений курсов, скоростей, высот полета, углов крена, тангажа в полете передаются в БЦВМ. Посредством аппаратуры, входящей в состав пилотажно-навигационной системы, измеряются следующие текущие параметры транспортного летательного аппарата: углы крена, тангажа, курса, инерциальных скоростей, воздушная скорость и барометрическая высота от системы воздушных сигналов, высота полета от радиовысотомера. Одновременно определяют значения УОЛ, расстояния и пеленга до маркеров. Данные параметры движения транспортного летательного аппарата передаются в БЦВМ, где происходит сравнение этих сигналов с заданными в БПМ параметрами траектории движения транспортного летательного аппарата и их корректировка, при этом географические координаты местоположения маркеров передаются транзитом в БКТ.

На основании полученных данных в БЦВМ производят расчет координат местоположения в режиме автономного курсо-воздушного и инерциального счисления, координат маркеров, и производит корректировку заданного курса.

На основании этого БЦВМ вырабатывают в цифровом виде директивные сигналы отклонения транспортного летательного аппарата от рассчитанного заданного курса, которые преобразуются в детекторные сигналы управления транспортным летательным аппаратом.

Далее детекторный сигнал поступает в цифро-аналоговый преобразователь, с выхода которого аналоговый сигнал подается в блок исполнения команд БИК, который приводит в действие рулевые тяги, закрылки и т.д. до тех пор, пока не будет обнулен детекторный сигнал. Обнуление детекторного сигнала означает, что транспортный летательный аппарат вышел на рассчитанный заданный курс полета по расчетным данным автономного счисления.

В БЦВМ производится решение математических задач по автономной курсо-воздушной и инерциальной навигации, а в канале коррекции траектории на маршруте в составе БКТ решаются задачи вычисления сигналов коррекции параметров от приемников СНС и локационного датчика с расчетом заданного курса на КПМ. Конечным результатом работы навигации пилотажно-навигационной системы в режиме коррекции траектории на маршруте является обеспечения точного выхода ЛА в зону конечного пункта маршрута (КПМ) для захода на посадку от контрольной точки посадки (КТП).

Работа канала коррекции траектории посадки от контрольной точки посадки КТП заключается в следующем. В блок БКП от бортового компьютера поступают вычисленные значения координат и высоты местоположения ЛА, сигналы коррекции от БКТ для выхода ЛА на осевую линию ВПП, координаты и курс ВПП КПМ, текущие и вычисленные значения параметров, в том числе углов текущего и заданного курса, углов авиагоризонта, скорости. БКП производит расчет траектории посадки по горизонтальному и по вертикальному каналам, вырабатывает корректирующие сигналы отклонения, от курса и глиссады, которые поступают в бортовой компьютер и по которым происходит управление ЛА на траектории посадки.

БЦВМ осуществляет контроль работоспособности каждого АН и канала коррекции траектории маршрута на основе БКТ от приемников СНС и локационного датчика, канала коррекции траектории посадки на основе БКП, с помощью их средств встроенного контроля на предмет отключения отказавшего. При превышении допустимых расхождений в вычисленных управляющих сигналах первого и второго АН и при расхождении значений параметров, вычисленных от СНС и локационного датчика БЦВМ передает в ППК соответствующий сигнал, который транслируется далее на пульт управления НПМ на начальном пункте маршрута и на пульт управления КПМ на конечном пункте маршрута. На основании этого наземные службы принимают решение, каким образом осуществлять полет транспортного летательного аппарата.

Блок БВП принимает текущие значения углов крена, тангажа, курса, УОЛ и составляющих скорости, разница сравниваемых величин параметров не должна превышать допустимых порогов, запрограммированных в блоке БВП, а в случае их превышения БВП выдает сигнал превышения допустимого рассогласования в БЦВМ для учета и в ППК для принятия решения наземными службами.

В связи с условиями эксплуатации транспортных ТЛА и возможным отсутствием наземного глиссадного маяка в зоне их посадки, в состав ПНС ТЛА введен блок математического программирования глиссады БПГ, взаимодействующий двухсторонней связью с БКП, с техническими параметрами программируемой глиссады, обеспечивающими точную безопасную посадку ТЛА 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 БКП, обеспечивая полет ЛА по запрограммированной в БПГ глиссаде. При этом, учитывая высокую динамическую точность инерциальных систем, на данном участке детекторное управление полетом по глиссаде целесообразно выполнять при отключении радиокоррекции параметров управляющих сигналов.

Текущие параметры движения ТЛА с БЦВМ поступают на ЭКНИС, который располагается на пультах управления ППК и НПК. Посредством ЭКНИС строится траектория движения ТЛА относительно маркеров, установленных в зоне посадки.

Электронная картографическая навигационная информационная система (ЭКНИС) представляет собой программный комплекс, который предназначен для создания и обработки электронных (цифровых) карт, их отображения и редактирования во внутреннем векторном формате DM.

Программа функционирует в составе программного комплекса БЦВМ и является управляющей для остальных модулей системы (приложений). Программа выполняет значительную часть сервисных функций и математической обработки цифровой картографической информации, а также обеспечивает работу вспомогательных программных модулей и процедур динамических библиотек. В состав программного комплекса входит головной программный модуль DMW, редактор классификатора OBJ.EXE, редактор условных знаков VGM.EXE, редактор бланков ввода семантики ID.EXE, файлы динамически подключаемых библиотек (.DLL) - программы решения различных прикладных задач.

Все программы выполнены в виде отдельных исполняемых модулей и разработаны независимо друг от друга. Обмен информацией между модулями осуществляется через совместно используемые файлы. При необходимости, модули, работающие с классификатором, могут быть вызваны из картографического редактора. На ЭКНИС выводится в реальном режиме следующая информация: путь следования БПЛА, размещение по пути следования характерные ориентиры. Характерные ориентиры в зоне посадки. В качестве аналога ЭКНИС могут быть использованы известные системы (Грязнов В.И. Электронные картографические навигационные информационные системы (ЭКНИС). Часть 2. ФГБОУВО «Керченский государственный морской технологический университет». Керчь, 2019, 44 с).

Предлагаемое устройство реализуется на промышленно освоенных технических устройств и модулях.

Использование предлагаемого устройства обеспечивает повышение безопасности беспилотной автоматической управляемой посадки летательного аппарата, а также существенно уменьшает массогабаритные характеристики технических средств, предназначенных для обеспечения посадки ТЛА.

Источники информации.

1. Патент RU №2707091 C1, 2019.

2. Патент RU №2749214 С1, 2021.

3. Патент RU №2773981 С1, 14.06.2022.

4. Патент RU №№2792974 С1, 28.03.2023.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к пилотажно-навигационному оборудованию транспортных самолетов, вертолетов и беспилотных летательных аппаратов. Пилотажно-навигационная система содержит автоматический навигатор, который включает бортовую цифровую вычислительную машину и инерциальную систему. А также пилотажно-навигационная система содержит систему воздушных сигналов, радиовысотомер, блок переключения каналов, блок программы маршрута, блок взлета-посадки, цифроаналоговый преобразователь, блок исполнения команд, систему радиосвязи с приемником-передатчиком для связи с пультом управления на начальном пункте маршрута и пультом управления на конечном пункте маршрута, блок коррекции траектории на маршруте, блок коррекции траектории посадки, приемник спутниковой навигационной системы, соединенные определенным образом. Кроме того, пилотажно-навигационная система содержит второй приемник спутниковой навигационной системы, локационный датчик, выполненный в виде лидара для обнаружении маркеров в зоне посадки, ЭКНИС. Обеспечивается повышение безопасности беспилотной автоматической управляемой посадки ЛА.

Пилогажно-навигационная система транспортного летательного аппарата, содержащая автоматический навигатор (АН) с инерциальной системой (ИС) для определения углов крена, тангажа, курса, инерциальных скоростей и координат местоположения, систему воздушных сигналов (СВС) для измерения воздушной скорости и барометрической высоты, аппаратуру для измерения относительной высоты посредством радиовысотомера (РВ), аппаратуру для определения путевой скорости и координат посредством инерциальных и радиосистем, блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ППК) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), причем выход БПК подключен к входу БИК через цифроаналоговый преобразователь (ЦАП), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), причем АН выполнен в составе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), инерциальной системы, причем выход ИС подключен к входу БЦВМ и к первому входу БВП, выходы СВС, РВ подключены к входам БЦВМ, по одному из выходов БПМ и ППК подключены к входам БЦВМ, другие выходы БПМ, ППК подключены к входам БЦВМ, выход БВП подключен к входам БЦВМ, ППК, выход БЦВМ подключен к первому входу БПК, выход БПК подключен к входу цифроаналогового преобразователя (ЦАП), выход ЦАП подключен к входу БИК, БЦВМ соединена с ППК двухсторонней связью; выполнен канал коррекции траектории на маршруте ЛА, состоящей из блока коррекции траектории (БКТ), приемника спутниковой навигационной системы (СНС), БКТ подключен к выходу приемника СНС, еще один вход БКТ подключен к выходу БЦВМ, выход БКТ подключен к одному из входов БЦВМ, выполнен канал коррекции траектории посадки, состоящий из блока коррекции траектории посадки (БКП), работающего с БЦВМ, БКТ, при этом первый вход БКП подключен к отдельному выходу БЦВМ, еще один вход БКП соединен с вторым выходом БКТ, выход БКП подключен к отдельному входу БЦВМ, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью, введенный дополнительно блок математического программирования глиссады (БПГ) соединен двухсторонней связью с БКП, отличающаяся тем, что инерциальная система включает фиброоптический гирокомпас с тремя ФО-гирометрами и тремя акселерометрами, дополнительно введены локационный датчик для излучения и приема отраженных сигналов от маркеров и соответственно блок обработки отраженных сигналов - БОС, шина управления и синхронизации, датчик для излучения и приема отраженных сигналов от маркеров выполнен в виде лазерного дальномера, дополнительно в пилотажно-навигационную систему транспортного летательного аппарата введены приемник спутниковой навигационной системы, электронная картографическая навигационная информационная система соединенная своими входами с выходами соответственно БОС и приемника спутниковой навигационной системы, а своим входом-выходом соединена с БЦВМ, которая своими входами соединена соответственно с выходами БОС и приемника спутниковой навигационной системы, а своим входом-выходом соединена с электронной навигационной информационной системой, при этом локационный датчик выполнен в виде лазера, работающего в ближнем ИК диапазоне (1065 нм) для определения пространственного положения точек отражения от маркеров, маркеры выполнены в виде оптических угловых отражателей и размещены по пути следования ТЛА вдоль приблизительной области посадки до области посадки, оптические угловые отражатели выполнены с диффузным светоотражающим эффектом не мене 80%, также введена вторая антенна приемника СНС, направленная вниз или ориентированная по оси надира.