ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС Советский патент 1995 года по МПК G05D1/02 

Изобретение относится к пилотажно-навигационным комплексам (ПНК) летательных аппаратов (ЛА), в частности вертолетов.

Цель изобретения увеличение точности счисления координат и улучшение характеристик устойчивости летательного аппарата при отказах ДИСС.

На фиг. 1 изображена блок-схема пилотажно-навигационного комплекса ЛА; на фиг. 2 функциональная схема блока вычисления угла скольжения и боковой составляющей воздушной скорости полета.

Пилотажно-навигационный комплекс состоит из допплеровского измерителя скорости 1, датчика воздушной скорости 2 и курсовой системы 3, выходы которых присоединены к входу блока вычисления проекций скорости 4, выход которого присое- динен как к входу блока вычисления модуля скорости 5, так и вместе с выходом датчика воздушной скорости и курсовой системы к входу блока вычисления параметров ветра 6, выходы которого присоединены как к входу блока вычисления проекции скорости, так и вместе с выходами курсовой системы, датчика воздушной скорости, блока вычисления модуля скорости и датчика угла крена 7 присоединены к входу блока вычисления угла скольжения 8, выход которого присоединен к входу блока вычисления параметров ветра 6 и входу блока вычисления проекций скорости 4, выходы которого присоединены к входу блока комплексной обработки информации 9; выходы датчика радиостанции ближней навигации (РСБН) 10, входящего в состав блока измерения азимута и дальности (БИАД) 11 присоединены к входу блока комплексной обработки информации 9, выходы которого присоединены к входу блока формирования программы управления траекторией 12, выходы которого, также как и выходы курсовой системы и датчика угла крена присоединены к входу блока формирования управления 13, сигналы которого также как и ветровые возмущения поступают на летательный аппарат 14, выходные параметры которого через соответствующие датчики являются входными сигналами устройства ПНК. Блок вычислений угла скольжения 8 состоит из блока вычисления балансировочного угла крена 15, выход которого, как и выход датчика угла крена, присоединяется к входу первого сумматора 16, выход которого присоединяется как к входу первого блока вычисления синуса 17, выход которого присоединен к первому входу интегросуммирующего блока 18, так и к входу блока вычисления косинуса 19, выход которого также как и выход первого блока дифференцирования 20, присоединен к входу первого блока умножения 21, выход которого присоединен к входу второго блока умножения 22, выход которого присоединен к второму входу интегросуммирующего блока 18; выход второго блока дифференцирования 23, также как и выход первого блока формирования аэродинамического коэффициента 24, присоединен к входу третьего блока умножения 25, выход которого присоединен к третьему входу интегросуммирующего блока 18; сигналы с датчиков курса и направления ветра присоединяются к входам третьего сумматора 26, выход которого присоединен к входу второго блока вычисления синуса 27, выход которого, также как и выход блока вычисления косинуса 19, присоединен к входам второго блока деления 28, выход которого, также как и входной сигнал модуля ветра, присоединены к входам четвертого блока умножения 29, выход которого, также как и выход интегросуммирующего блока 18, присоединен к входам второго сумматора 30, выход которого присоединен вместе с сигналом от датчика скорости к входам первого блока деления 31, выход которого присоединен к входу блока вычисления арксинуса 32, определяющего величину угла скольжения; выходы второго сумматора 30 и второго блока формирования аэродинамического коэффициента 33 присоединены к входам пятого блока умножения 34, выход которого присоединен к четвертому входу интегросуммирующего блока 18, определяющего боковую составляющую воздушной.

При работе предложенного комплекса по значениям составляющих скорости W от датчика 1, воздушной скорости V от датчика 2, угла курса Ψ от курсовой системы 3 и угла крена γ от МГВ 7 в вычислителе 8 из решения дифференциального уравнения, предcтавляющего динамичеcкую модель движения вертолета по оси OZ₁, в интегросум- мирующем блоке 18
)- включающего вычисляемые в блоках 24 и 33 коэффициенты а₁(V), a₂(V), в блоке 29 боковую составляющую модуля ветра, в блоке 23 dγ/dt, в блоке 20 dΨ/dt, в блоке 15 γ_бал(V), в интегросуммирующем блоке 18 определяется величина изменения боковой составляющей путевой скорости W₂₁, и далее в блоке нелинейности 32 вычисляется угол скольжения
β=β_o+arcsin
Таблично заданные динамические коэффициенты a₁(V) и а₂(V) аппроксимируются кусочно-линейно. Балансировочные значения γ_бал(V) аппроксимируются совокупностью кривых первого и второго порядков.

Боковая составляющая вектора скорости ветра вычисляется согласно выражению
V где V_k-1, δ_k-1 параметры ветра, вычисленные на предыдущем шаге работы устройства.

При штатной работе пилотажно-навигационного комплекса (использующей информацию от ДИСС и КС) по значению составляющих путевой скорости в заданной системе координат W и W, а также по значению угла скольжения β от вычислителя 8, воздушной скорости V от датчика 2, угла курса Ψ от датчика 3 в вычислителе 6 вычисляются параметры V и δ_в.

V_x=W_xg-Vsin(Ψ-β);
V_y=W_yg-Vcos(Ψ-β) где
W_xg=W'_x sin Ψ + W'_z cos Ψ;
W_yg=W'_x cos Ψ -W'_z sin Ψ.

Модуль V и мгновенное направление ветра (значение метеорологического курса ветра) δ_в равны
V
δ_в=arctg + 180^°
В случае отказа ДИСС и перехода на работу по сигналам ДВС сигналы W'_x и W'_z перестают поступать от блока 1 и составляющие путевой скорости начинают рассчитываться по величине воздушной скорости и запомненным составляющим скорости ветра
V_x=Vsin δ_в;
V_y=Vcos δ_в;
W_xg=V_x+Vsin ( Ψ-β);
W_yg=V_y+Vcos( Ψ-β).

Эти составляющие скорости поступают в блок 9, где счисляются координаты местоположения летательного аппарата X_g, Y_g в прямоугольной системе координат, связанной с земной поверхностью.

Модуль скорости вычисляется в блоке 5 и равен W (движение рас- сматривается в горизонтальной плоскости).

Предложенный пилотажно-навигационный комплекс позволяет исключить эти ошибки благодаря вычислению значения боковой проекции воздушной скорости и далее угла скольжения.

Изобретение относится к пилотажно-навигационным комплексам летательных аппаратов. Цель изобретения - повышение точности счисления координат и улучшение характеристик устойчивости летательного аппарата при отказах допплеровского измерителя скорости. По данным о величинах углов курса и крена, модулей путевой 1, 4, 5 и воздушной скоростей 2 и данным о модуле и направлении ветра 16 в вычислителе 8 определяется приближенное значение величины угла скольжения, что существенно увеличивает точность счисления навигационных параметров. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС, содержащий датчик воздушной скорости, курсовую систему, датчик угла крена, блок измерения азимута и дальности, допплеровский измеритель скорости, последовательно соединенные блок вычисления проекций скорости, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно датчиков воздушной скорости и курсовой системы, блок комплексной обработки информации, второй вход которого соединен с вторым выходом блока вычисления проекции скорости, а третий и четвертый входы соединены соответственно с первым и вторым выходами блока измерения азимута и дальности, блок формирования программы управления траекторий, второй вход которого соединен с вторым выходом блока комплексной обработки информации, и блок формирования сигнала управления, второй вход которого соединен с вторым выходом блока формирования программы управления траекторией, третий и четвертый входы соединены соответственно с выходами курсовой системы и датчика угла крена, блок вычисления параметров ветра, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами датчика воздушной скорости и курсовой системы, а первый и второй выходы соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока вычисления проекций скорости, пятый и шестой входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами допплеровского измерителя скорости, отличающийся тем, что, с целью повышения точности счисления координат и улучшения характеристик устойчивости летательного аппарата при отказах допплеровского измерителя скорости, в него дополнительно введены последовательно соединенные блок вычисления модуля скорости, первый вход которого соединен с первым выходом блока вычисления проекций скорости и четвертым входом блока вычисления параметров ветра, второй вход соединен с вторым выходом блока вычисления проекции скорости и третьим входом блока вычисления параметров ветра, и блок вычисления угла скольжения, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами датчика воздушной скорости и курсовой системы, четвертый и пятый входы соединены с первым и вторым выходами блока вычисления параметров ветра соответственно, шестой вход соединен с выходом датчика угла крена, а выход соединен с пятым входом блока вычисления параметров ветра и седьмым входом блока вычисления проекций скорости. 2. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что блок вычисления угла скольжения содержит блок вычисления балансировочного угла крена, последовательно соединенные первый сумматор, первый инверсный вход которого соединен с выходом блока вычисления балансировочного угла крена, первый блок вычисления синуса, интегросуммирующий блок, второй сумматор, первый делитель и блок вычисления арксинуса, выход которого является выходом блока вычисления угла скольжения, первый и второй блоки дифференцирования, последовательно соединенные блок вычисления косинуса, первый умножитель, второй вход которого соединен с выходом первого блока дифференцирования, и второй умножитель, выход которого соединен с вторым входом интегросуммирующего блока, последовательно соединенные первый блок формирования аэродинамического коэффициента и третий умножитель, второй вход которого соединен с выходом второго блока дифференцирования, а выход соединен с третьим входом интегросуммирующего блока, последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого является четвертым входом блока вычисления угла скольжения, второй блок вычисления синуса, второй делитель, второй вход которого соединен с выходом блока вычисления косинуса и четвертый умножитель, выход которого соединен с вторым инверсным входом второго сумматора, последовательно соединенные второй блок формирования аэродинамического коэффициента и пятый умножитель, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора, а выход соединен с четвертым входом интегросуммирующего блока, первый вход блока вычисления угла скольжения соединен с вторым входом второго умножителя, второй вход соединен с входами блока вычисления балансировочного угла крена, первого и второго блоков формирования аэродинамического коэффициента и вторым входом первого делителя, третий вход соединен с входом первого блока дифференцирования и вторым инверсным входом третьего сумматора, пятый вход соединен с вторым входом четвертого умножителя, шестой вход соединен с вторым входом первого сумматора и входами блока вычисления косинуса и второго блока дифференцирования.