НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области навигации и может быть использовано в навигационных комплексах летательных аппаратов, преимущественно многоцелевых истребителей.

Известен навигационный комплекс летательного аппарата [1], содержащий спутниковую навигационную систему (приемник СРНС), инерциальную навигационную систему (ИНС), навигационный вычислитель (вычислитель).

Недостатком известного навигационного комплекса является недостаточная точность выдаваемых навигационных данных.

Сущность изобретения заключается в том, что навигационный комплекс летательного аппарата, содержащий инерциальную навигационную систему, спутниковую навигационную систему, навигационный вычислитель, дополнительно содержит регистратор навигационной информации, вычислитель погрешностей инерциальной навигационной системы, энергонезависимое запоминающее устройство, вычислитель поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы.

При этом выход инерциальной навигационной системы соединен с первым входом навигационного вычислителя и первым входом регистратора навигационной информации, выход спутниковой навигационной системы соединен со вторым входом навигационного вычислителя и вторым входом регистратора навигационной информации, выход регистратора навигационной информации соединен с входом вычислителя погрешностей инерциальной навигационной системы, выход которого соединен с входом энергонезависимого запоминающего устройства, выход которого соединен с третьим входом навигационного вычислителя и входом вычислителя поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы, выход которого соединен с четвертым входом вычислителя, выход которого является выходом 8 навигационной информации.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором обозначены:
1 - инерциальная навигационная система;
2 - спутниковая навигационная система;
3 - навигационный вычислитель;
4 - регистратор навигационной информации;
5 - вычислитель погрешностей инерциальной навигационной системы;
6 - энергонезависимое запоминающее устройство;
7 - вычислитель поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы;
8 - выход навигационной информации.

Сущность изобретения не зависит от типа применяемой инерциальной навигационной системы. Повышение точности определения навигационных параметров достигается и при использовании систем со встроенным вычислителем координат и курса, и при использовании инерциальных курсовертикалей со свободной или корректируемой (полусвободной) в азимуте гироплатформой, не имеющих вычислителя координат.

Ниже в качестве примера рассмотрим вариант использования в качестве инерциальной навигационной системы 1 инерциальной курсовертикали со свободной в азимуте гироплатформой.

Навигационный вычислитель 3, вычислитель 5 погрешностей инерциальной навигационной системы, вычислитель 7 поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы представляют собой бортовые электронно-вычислительные машины. Функции навигационного вычислителя 3, вычислителя 5 погрешностей инерциальной навигационной системы, вычислителя 7 поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы могут выполняться также одной бортовой электронно-вычислительной машиной.

Навигационный вычислитель 3 предназначен для осуществления во время полета летательного аппарата обработки навигационной информации, поступающей от инерциальной навигационной системы 1 и от спутниковой навигационной системы 2. При этом осуществляется коррекция данных, поступающих от инерциальной навигационной системы 1 по данным спутниковой навигационной системы 2.

Результатом обработки навигационной информации в навигационном вычислителе 3 являются данные о географических координатах (широте Φ и долготе λ ) летательного аппарата, высоте его полета (H), данные о составляющих скоростей летательного аппарата (северной V_N, восточной V_E, вертикальной V_H), данные о курсе летательного аппарата (Φ_ист).

Регистратор 4 навигационной информации представляет собой накопитель информации, в который на протяжении всего полета записываются данные, поступающие от инерциальной и спутниковой навигационных систем 1 и 2. По окончании полета эти данные используются вычислителем 5 погрешностей инерциальной навигационной системы.

Вычисленные вычислителем 5 погрешностей инерциальной навигационной системы погрешности заносятся в энергонезависимое запоминающее устройство 6, в котором эти данные хранятся до следующего полета.

Вычислитель 7 поправок: к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы на основании информации о погрешностях инерциальной навигационной системы 1, хранящейся в энергонезависимом запоминающем устройстве 6, вычисляет поправки, которые поступают в навигационный вычислитель 3 и используются им для корректировки данных, поступающих от инерциальной навигационной системы 1.

Навигационный комплекс летательного аппарата работает следующим образом.

Данные о составляющих абсолютных скоростей летательного аппарата в осях гироплатформы V_ξст, V_ηст, V_ξст, о гироскопическом курсе ψ_г, об угле крена γ, об угле тангажа υ с выхода инерциальной навигационной системы 1 поступают на первые входы навигационного вычислителя 3 и регистратора 4 навигационной информации. Данные о географической широте Φ, о географической долготе λ, о составляющих относительных скоростей летательного аппарата (скоростей летательного аппарата относительно Земли) V_N (северная составляющая), V_E (восточная составляющая), V_H (вертикальная составляющая) и данные о текущем времени (с выхода спутниковой навигационной системы 2) поступают на вторые входы навигационного вычислителя 3 и регистратора 4 навигационной информации.

Навигационный вычислитель 3 на основании данных инерциальной навигационной системы 1 производит вычисление координат и высоты полета летательного аппарата (производит интегрирование составляющих скоростей). Затем производится комплексная обработка навигационных данных, полученных от инерциальной навигационной системы 1 и спутниковой навигационной системы 2. При этом учитывается, что данные спутниковой навигационной системы 2 являются более точными и их точность не зависит от продолжительности полета, но при этом в них присутствуют высокочастотные помехи и возможны ситуации неработоспособности спутниковой навигационной системы 2 из-за присутствия радиопомех, затенения антенны и других причин. При неработоспособности спутниковой навигационной системы 2 работа навигационного комплекса осуществляется только на основании данных от инерциальной навигационной системы 1.

На протяжении всего полета регистратор 4 навигационной информации осуществляет запись данных, полученных от инерциальной навигационной системы 1 и от спутниковой навигационной системы 2.

Вычисление координат и высоты полета летательного аппарата (интегрирование составляющих скоростей) по данным инерциальной навигационной системы 1 осуществляется следующим образом.

Перед полетом летательного аппарата навигационным вычислителем 3 производится вычисление начального значения азимутального угла гироплатформы инерциальной навигационной системы (равного стояночному курсу летательного аппарата) χ₀ :

где V_ξст,V_ηст - составляющие (по осям гироплатформы) абсолютной скорости, измеренные инерциальной навигационной системой 1.

Вычисляются составляющие (по осям гироплатформы) угловой скорости вращения Земли U_ξ0,U_η0,U_ξ0 :
U_ξ0= UcosΦ₀cosχ₀; (2)
U_η0= UcosΦ₀sinχ₀; (3)
U_0ζ= UsinΦ₀, (4)
где U - угловая скорость вращения Земли, Φ₀ - географическая широта точки стоянки летательного аппарата.

Вычисляются начальные значения отклонения горизонтальных осей гироплатформы θ

Вычисляются фактические значения скомпенсированных постоянных дрейфов гироскопов:


ω_ζф0= KV_ξст0-U_ζ0, (9)
где K - масштабный коэффициент, R - радиус Земли, на который настроена инерциальная навигационная система.

Вычисляются добавочные дрейфы ω_ξдоб0,ω_ηдоб0,ω_ζдоб0, обусловленные методическими погрешностями начальной выставки:


ω_ζдоб0= -θ_η0U_ξ0+θ_ξ0U_η0, (12)
где R_ξ,R_η - радиусы кривизны земного эллипсоида по сечениям, проходящим через оси гироплатформы, R₀ - вспомогательный параметр.

Вычисляются поправки на постоянные дрейфы гироскопов к измеренным линейным скоростям ω_ξдр0,ω_ηдр0 :
ω_ξдр0= Rω_ηф0; (13)
ω_ηдр0= -Rω_ξф0. (14)
Решается система дифференциальных уравнений движения гироплатформы под воздействием методических погрешностей:

где ΔV

Вычисляется дрейф азимутального гироскопа ω_ζ0 :
ω_ζ0= ω_ζф0+ω_ζдоб0. (16)
При этом начальные значения θ

Вычисляются абсолютные скорости для счисления V_ξ,V_η :
V_ξ= V_ξст-ω_ξдоб0-ΔV

Вычисляются радиусы кривизны меридиана M, первого вертикала N и параметр R₀:



Вычисляются азимут гироплатформы χ и истинный курс φ_ИКВ :

φ_ИКВ= φ_г+χ. (28)
Вычисляются скорости в осях сопровождающего трехгранника V_N, V_E:
V_N= V_ξcosχ+V_ηsinχ; (29)
V_E= V_ξsinχ-V_ηcosχ-NUcosΦ_ИКВ. (30)
Вычисляются географическая широта Φ_ИКВ и географическая долгота λ_ИКВ :


После окончания полета вычислителем 5 погрешностей инерциальной навигационной системы производится комплексная обработка данных, собранных во время полета регистратором 4 навигационной информации. Комплексная обработка информации производится с использованием известных методов идентификации источников погрешностей инерциальных навигационных систем, например с использованием фильтра Калмана [2]. При этом расчеты производятся как в прямом, так и обратном времени. В процессе этой обработки производится расчет следующих погрешностей инерциальной навигационной системы 1:
ω_ξn, ω_ηn, ω_ζn - недокомпенсированные постоянные составляющие дрейфов гироскопов;
ω_ξξ, ω_ξη - дрейфы гироскопа с измерительной осью ξ , пропорциональные действующим ускорениям по осям ξ и η соответственно;
ω_ηξ, ω_ηη - дрейфы гироскопа с измерительной осью η , пропорциональные действующим ускорениям по осям ξ и η соответственно;
Δm_ξ, Δm_η - погрешности масштабных коэффициентов акселерометров;
ΔV_ξb, ΔV_ηb - скомпенсированные перед полетом постоянные дрейфы гироскопов.

Дополнительно с помощью фильтра Калмана четвертого порядка, в качестве вектора измерений которого используется высота и вертикальная скорость, полученные с использованием информации инерциальной навигационной системы 1 и спутниковой навигационной системы 2, формируются оценки постоянной составляющей погрешности и погрешности масштабного коэффициента вертикального акселерометра ( Δa_ζn, Δm_ζ ).

Результаты расчета величин ω_ξn, ω_ηn, ω_ζn, ω_ξξ, ω_ξη, ω_ηξ, ω_ηη, Δm_ξ, Δm_η, ΔV_ξb, ΔV_ηb, Δa_ζn, Δm_ζ из вычислителя 5 погрешностей инерциальной навигационной системы поступают в энергонезависимое запоминающее устройство 6.

Перед вторым и последующими полетами начальный угол χ₀ ориентации гироплатформы инерциальной навигационной системы 1 в азимуте формируется в соответствии с соотношением:

Также на основании информации, записанной в энергонезависимом запоминающем устройстве 6, вычислитель 7 поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы производит вычисление поправок ΔV_Nb, ΔV_Eb и Δχ_b исходя из следующих соотношений:

Результаты вычислений поправок ΔV_Nb, ΔV_Eb и Δχ_b из вычислителя 7 поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы поступают на четвертый вход навигационного вычислителя 3. При этом также параметры ΔV_ξb и ΔV_ηb из энергонезависимого запоминающего устройства 6 на третий вход навигационного вычислителя 3. Навигационный вычислитель формирует скорости в осях сопровождающего трехгранника в виде:

При этом истинный курс формируется в виде:
φ_ИКВ= φ_ИКВ-Δχ_b. (36)
Затем вычисляются географические координаты летательного аппарата путем интегрирования угловых скоростей:


Вычисленные географические координаты, высота и составляющие скоростей летательного аппарата выдаются на выход 8 навигационной информации и передаются потребителям.

В случае неработоспособности спутниковой навигационной системы 2 (например, из-за неработоспособности спутников, наличия радиопомех и т.д.), о чем свидетельствует отсутствие сигнала исправности на выходе спутниковой навигационной системы 2, вычисление географических координат, высоты, составляющих скоростей и курса летательного аппарата производится на основании данных только инерциальной навигационной системы. Но при этом производится их корректировка с учетом данных, полученных от спутниковой навигационной системы 2 (до момента потери работоспособности спутниковой навигационной системой 2) и поправок, поступающих с вычислителя 7 поправок к составляющим скорости и азимутальному углу гироплатформы инерциальной навигационной системы.

Предварительная оценка результатов эффективности использования изобретения в навигационном комплексе самолета-истребителя показала, что реализация изобретения позволяет уменьшить погрешности автономного инерциального счисления координат в полете в 3-4 раза, погрешности гирокомпасирования - на порядок.

Таким образом, предлагаемое изобретение обеспечивает повышение 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. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС. Под ред. В. Н. Харисова, А. И. Перова, В.А. Болдина. М.: ИПРЖР, 1998, с. 374, рис. 16.7.а.

2. Летные испытания пилотажно-навигационных комплексов самолетов и вертолетов. Е.Г. Харин и др. М.: Машиностроение, 1985, с. 46-49, 55-49.