RU2440595C1 - Method and apparatus for controlling pilot-navigation system - Google Patents

Method and apparatus for controlling pilot-navigation system Download PDF

Info

Publication number
RU2440595C1
RU2440595C1 RU2010127423/08A RU2010127423A RU2440595C1 RU 2440595 C1 RU2440595 C1 RU 2440595C1 RU 2010127423/08 A RU2010127423/08 A RU 2010127423/08A RU 2010127423 A RU2010127423 A RU 2010127423A RU 2440595 C1 RU2440595 C1 RU 2440595C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
coordinate
flight
inputs
Prior art date
Application number
RU2010127423/08A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Юрьевич Чернов (RU)
Владимир Юрьевич Чернов
Original Assignee
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения" filed Critical Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения"
Priority to RU2010127423/08A priority Critical patent/RU2440595C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2440595C1 publication Critical patent/RU2440595C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: physics.
SUBSTANCE: control method involves simultaneous measurement and comparison of the absolute angular velocity of the aircraft using angular velocity sensors and relative velocity sensors of the system. The apparatus has adders, subtractors, function generators, coordinate converters and comparators, connected such that output signals of the unit of absolute angular velocity sensors are compared with estimates of these velocities calculated using signals from latitude, longitude, heading, yaw, bank and pitch sensors of the system. The difference between angular velocity estimates and these measurement values on comparators serves to determine failure of the pilot-navigation system.
EFFECT: high accuracy of detecting failure of an aircraft, high information output and accuracy of controlling parameters.
3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области комплексного контроля пилотажно-навигационного комплекса систем управления летательными аппаратами и в частности к средствам аппаратурно-безызбыточного контроля ориентации и навигации беспилотных и дистанционно пилотируемых летательных аппаратов, минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости. Оно также может быть использовано для создания простых и высоконадежных средств контроля и резервных каналов пилотажно-навигационных систем современного самолета, защищенных от отказов и сбоев основной многократно резервированной сложной гироинерциальной системы управления.The invention relates to the field of integrated control of the flight-navigation complex of aircraft control systems, and in particular to means of hardware-redundant control of the orientation and navigation of unmanned and remotely piloted aircraft, minimum weight, dimensions, power consumption, complexity and cost. It can also be used to create simple and highly reliable means of control and backup channels for flight and navigation systems of a modern aircraft, protected from failures and failures of the main multiple redundant complex gyro-inertial control system.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса с применением пороговой оценки результатов измерений сигналов комплекса и параметров полета [Беляевский Л.С., Новиков B.C., Олянюк П.В. Обработка и отображение радионавигационной информации. - М.: Радио и связь, 1990. С.114-119; Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. - М.: Машиностроение, 1991. С.35, 42, 91 и др.]. Способ состоит в n-кратном измерении контролируемого параметра, вычислении отношения правдоподобия с учетом среднего риска принятия решения об исправности комплекса. Для достоверного контроля необходимо иметь точное описание законов распределения всех контролируемых полетных параметров комплекса, что практически невозможно. Усложнение способа, построение оптимального решающего правила при аддитивной связи контролируемых сигналов и погрешностей измерения приводит к проверке сложных гипотиз контроля. Такой контроль при широких диапазонах изменения проверяемых сигналов рыскания, крена, тангажа, широты, долготы аппарата крайне затруднен.A known method of monitoring the flight-navigation complex using a threshold assessment of the measurement results of the signals of the complex and flight parameters [Belyaevsky LS, Novikov B.C., Olyanjuk P.V. Processing and display of radio navigation information. - M .: Radio and communications, 1990. S.114-119; Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic instruments, automatic on-board aircraft control systems and their technical operation. - M.: Mechanical Engineering, 1991. S. 35, 42, 91, etc.]. The method consists in n-times measuring the controlled parameter, calculating the likelihood ratio taking into account the average risk of deciding on the health of the complex. For reliable control, it is necessary to have an accurate description of the laws of distribution of all controlled flight parameters of the complex, which is almost impossible. The complication of the method, the construction of the optimal decision rule for the additive connection of the controlled signals and measurement errors leads to the verification of complex control hypotheses. Such control with wide ranges of variation of the tested yaw, roll, pitch, latitude, and longitude signals of the apparatus is extremely difficult.

Известен и широко применяется способ контроля пилотажно-навигационных комплексов на основе заранее определенных тестов [Богданченко Н.М. Курсовые системы и их эксплуатация. - М.: Транспорт, 1983, С.105; Руководство по технической эксплуатации самолета ИЛ-86. Под ред. С.В.Кузнецова. 2009; Бородин В.Т., Рыльский Г.И. Пилотажные комплексы и системы управления самолетов и вертолетов. - М.: Машиностроение, 1978. С.133]. Контроль на земле может проводиться в статическом и динамическом режимах. Статический режим основан на подборе заранее определенных тестов, которые подаются в контролируемые датчики. Реализуется два вида оценки: либо контрольные коды поступают из постоянного запоминающего устройства БЦВМ, а оценка результатов производится визуально по приборам комплекса, либо значения контрольных параметров поступают из датчиков комплекса в БЦВМ, где производится их сравнение с уставками. Входная информация анализируется на совпадение с заданной. Сравнением определяется отказ систем и комплекса. Динамический режим или имитация полета применяется для проверки функционирования программ в БЦВМ. Он производится в реальном или ускоренном масштабе времени. Способ применим для предполетного или регламентного контроля, его применение в полете нарушает нормальное функционирование пилотажно-навигационного комплекса и требует вмешательства летчика.Known and widely used is the control method for flight-navigation systems based on predefined tests [N. Bogdanchenko Course systems and their operation. - M .: Transport, 1983, p.105; Manual for the technical operation of the aircraft IL-86. Ed. S.V. Kuznetsova. 2009; Borodin V.T., Rylsky G.I. Flight complexes and control systems for aircraft and helicopters. - M .: Mechanical Engineering, 1978. P.133]. Monitoring on the ground can be carried out in static and dynamic modes. Static mode is based on the selection of predefined tests that are fed to monitored sensors. Two types of evaluation are implemented: either control codes are received from the BCMC permanent storage device, and the results are evaluated visually using the complex instruments, or the values of the control parameters are received from the complex sensors in the BCM, where they are compared with the settings. Input information is analyzed for coincidence with the given. Comparison determines the failure of systems and complex. Dynamic mode or flight simulation is used to verify the operation of programs in the digital computer. It is produced in real or accelerated time scale. The method is applicable for pre-flight or regulatory control, its use in flight disrupts the normal functioning of the flight-navigation complex and requires the intervention of a pilot.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса самолета ИЛ-86 [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992. С.290, 368, 375; Морозов В.В. Баринова Т.В. Приборное оборудование самолета ИЛ-86 и его эксплуатация. Учебное пособие. - Ульяновск: Центр ГА СЭВ, 1989], в котором широко применяется аппаратная избыточность датчиков курса, рыскания, тангажа, крена трех инерциальных курсовертикалей (ИКВ), резервированных блоков датчиков угловых скоростей (БДГ), датчиков скоростей, реализуемый мажоритарными блоками контроля крена (БКК), базовой системой курса и вертикали (БСКВ), блоком формирования команд (БФК). Среднее значение трех одноименных полетных параметров с мажоритарного блока сравнивается с выходными сигналами датчиков и по рассогласованию делается вывод об исправности соответствующего датчика системы. Такой способ обеспечивает достаточно высокую информационную производительность (I1=4 бит/с [1, с.11-13]) обнаружения отказов пилотажно-навигационного комплекса аэробуса ИЛ-86, где трехкратное увеличения веса, габаритов, энергопотребления, стоимости приборного оборудования вполне допустимо. Однако сложность такого контроля и, как следствие, его низкая надежность и достоверность обнаружения отказа именно датчиков комплекса, содержащего например типовые элементы: инерциальную курсовертикаль ИКВ-802 (среднее время наработки на отказ ТИКВ=500 час), блок датчиков угловых скоростей ИБД-42 (среднее время наработки на отказ ТИБД=5000 час) бортовую цифровую вычислительную машину БЦВМ80 30301 (среднее время наработки на отказ ТБЦВМ=18000 час) делает его малоэффективным (РД1=0,59; ТД1=3,8 час при полетном времени t=2 часа) и требует большого объема регламентных, предполетных работ [2]. Надежность пилотажно-навигационного комплекса при этом очень велика и составляет ТПНК=12490 час.A known method of monitoring the flight-navigation complex of the aircraft IL-86 [Vorobev V.G., Glukhov V.V., Kadyshev I.K. Aviation devices, information-measuring systems and complexes. - M .: Transport, 1992. S. 290, 368, 375; Morozov V.V. Barinova T.V. Instrumentation of the aircraft IL-86 and its operation. Tutorial. - Ulyanovsk: Center for GA SEV, 1989], in which hardware redundancy of heading, yaw, pitch, and roll sensors of three inertial directionals (IKV), redundant blocks of angular velocity sensors (BDG), and speed sensors implemented by majority control units of roll (BKK ), the basic course and vertical system (BSKV), the unit for the formation of teams (BFK). The average value of the three flight parameters of the same name from the majority block is compared with the output signals of the sensors and, after a mismatch, a conclusion is made about the serviceability of the corresponding sensor of the system. This method provides a sufficiently high information performance (I 1 = 4 bit / s [1, pp. 11-13]) of failure detection of the flight and navigation complex of the IL-86 airbus, where a threefold increase in weight, dimensions, power consumption, and cost of instrumentation is quite acceptable . However, the complexity of such control and, as a result, its low reliability and reliability of failure detection of precisely the sensors of the complex containing, for example, typical elements: inertial directional line IKV-802 (mean time between failures T IKV = 500 hours), block of angular velocity sensors IBD-42 (mean time between failure IBD T = 5000 h) an onboard digital computer BTSVM80 30301 (mean time between failure BTsVM T = 18000 h) making it ineffective (P = 0.59 D1; D1 T = 3.8 hour at the flight time t = 2 hours) and requires a large volume p Regular, preflight operations [2]. The reliability of the flight-navigation complex is very high and amounts to T PNK = 12490 hours.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса с применением его наблюдателей состояния, объединяемых фильтром Калмана или Льюенбергера [Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976. С.191-205; Авиационная радионавигация: Справочник. Под ред. А.А.Сосновского. - М.: Транспорт, 1990. С.30-31]. Наблюдатель состояния строится на основе модели объекта контроля и помех, подключенной параллельно и охваченной дополнительной обратной связью по сигналу рассогласования модели и объекта. При этом коэффициент обратной связи выбирается таким образом, чтобы выход модели как можно точнее совпадал с выходом контролируемого пилотажно-навигационного комплекса. Следя за величиной рассогласования, можно осуществить непрерывный контроль за исправностью системы. Основная трудность в реализации способа заключается в определении коэффициента обратной связи по адекватной модели сложного и размерного пилотажно-навигационного комплекса и нестационарных корреляционных функций его случайных помех [3, с.205; 4, с.111, 125, 128, 132 и др.].A known method of monitoring the flight-navigation complex using its state observers, combined by a Kalman or Lewenberger filter [N. Kuzovkov Aircraft stabilization systems. - M .: Higher school, 1976. S.191-205; Aeronautical Radio Navigation: A Handbook. Ed. A.A.Sosnovsky. - M .: Transport, 1990. P.30-31]. The state observer is constructed on the basis of the model of the monitoring and interference object, connected in parallel and covered by additional feedback on the model and object mismatch signal. In this case, the feedback coefficient is selected so that the model output matches the output of the controlled flight and navigation complex as closely as possible. By monitoring the magnitude of the mismatch, you can continuously monitor the health of the system. The main difficulty in implementing the method is to determine the feedback coefficient using an adequate model of a complex and dimensional flight-navigation complex and non-stationary correlation functions of its random interference [3, p.205; 4, p. 111, 125, 128, 132, etc.].

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата [Пат. 2373562 РФ, МКИ G05D 1/08. Способ и устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата. В.Ю.Чернов, А.К.Промахова // Б.И. 2009, №32], основанный на измерении величины и направления кажущегося линейного ускорения, с одновременным измерением текущего значения величины и направления абсолютного и кажущегося линейного ускорения аппарата, определении величины и направления разности кажущегося и абсолютного линейных ускорений с последующим определением отношений проекций разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения силы тяжести и отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на поперечную ось связанной системы координат к проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на нормальную ось связанной системы координат, с последующим определением контролируемой горизонтальной ориентацией по тангажу и крену, ее сравнением, как и измеряемых проекций величины и направления абсолютной угловой скорости, с выходными параметрами пилотажно-навигационного комплекса. Способ не позволяет контролировать навигационные параметры комплекса: курс, широту, долготу. Достоверность и информационная производительность контроля всего пилотажно-навигационного комплекса сравнительно невелика.A known method of controlling the horizontal orientation of the apparatus [Pat. 2373562 RF, MKI G05D 1/08. Method and device for controlling the horizontal orientation of the apparatus. V.Yu. Chernov, A.K.Promakhova // B.I. 2009, No. 32], based on measuring the magnitude and direction of the apparent linear acceleration, while measuring the current value of the magnitude and direction of the absolute and apparent linear acceleration of the apparatus, determining the magnitude and direction of the difference of the apparent and absolute linear accelerations, followed by determining the ratio of the projections of the difference between the apparent and the absolute linear acceleration of the apparatus on the longitudinal axis of the associated coordinate system to the magnitude of the acceleration of gravity and the ratio of the projection of the difference between the apparent and abs linear acceleration on the transverse axis of the connected coordinate system to the projection of the difference of the apparent and absolute linear acceleration on the normal axis of the connected coordinate system, with subsequent determination of the controlled horizontal orientation by pitch and roll, its comparison, as well as the measured projections of the magnitude and direction of the absolute angular velocity, s output parameters of the flight-navigation complex. The method does not allow to control the navigation parameters of the complex: course, latitude, longitude. The reliability and information performance of the control of the entire flight and navigation complex is relatively small.

Известен способ-прототип контроля пилотажно-навигационного комплекса [Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972. С.270-271]. Способ, в его трехмерной пространственной реализации, заключается в измерении величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата. Одновременно ведется измерение величин угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата с помощью контролируемого пилотажно-навигационного комплекса и сравнение этих величин с проекциями измеренной абсолютной угловой скорости аппарата на оси связанной системы координат. Так проекция абсолютной угловой скорости на продольную ось связанной системы координат сравнивается с величиной угловой скорости крена, проекция абсолютной угловой скорости на поперечную ось связанной системы координат сравнивается с величиной угловой скорости тангажа, а проекция абсолютной угловой скорости на нормальную ось связанной системы координат сравнивается с величиной угловой скорости рыскания. В прямолинейном горизонтальном полете измерение величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата тремя ортогонально ориентированными приборами или одним трехмерным гироскопическим измерителем, входящим в состав контролируемого пилотажно-навигационного комплекса, дает равенство названных проекций ортогональным составляющим абсолютной угловой скорости, что соответствует его исправному состоянию. Способ-прототип в наиболее простой форме позволяет вести контроль большого числа пилотажных параметров современного пилотажно-навигационного комплекса без конкретизации его технического исполнения, операции преобразования контролируемых сигналов здесь минимальные, безынерционные, легко реализуются аналоговыми и цифровыми бортовыми вычислителями в полете. Однако он применим для контроля пилотажно-навигационных комплексов только маломаневренных аппаратов, совершающих прямолинейный горизонтальный полет, при котором оси связанной системы координат совпадают с измерительными осями крена, тангажа и рыскания [1, с.17-18, 36 выражение (1.41); 5, с.21-22]. Курс, широта и долгота местоположения аппарата, определяемые проверяемым комплексом, в способе-прототипе не контролируются, а его предполетный контроль точности и работоспособности невозможен.The known method is a prototype control of the flight-navigation complex [Belogorodsky S.L. Automation of aircraft landing control. - M .: Transport, 1972. S.270-271]. The method, in its three-dimensional spatial implementation, consists in measuring the magnitude and direction of the absolute angular velocity of the apparatus. At the same time, the angular velocities of roll, pitch, and yaw of the apparatus are measured using a controlled flight and navigation system and these values are compared with the projections of the measured absolute angular velocity of the apparatus on the axis of the associated coordinate system. Thus, the projection of the absolute angular velocity on the longitudinal axis of the coupled coordinate system is compared with the value of the angular roll velocity, the projection of the absolute angular velocity on the transverse axis of the coupled coordinate system is compared with the value of the angular pitch, and the projection of the absolute angular velocity on the normal axis of the connected coordinate system is compared with the value of the angular yaw rate. In a straight horizontal flight, measuring the magnitude and direction of the absolute angular velocity of the apparatus by three orthogonally oriented instruments or one three-dimensional gyroscopic meter, which is part of the controlled flight-navigation complex, gives the equality of the named projections to the orthogonal components of the absolute angular velocity, which corresponds to its working condition. The prototype method in its simplest form allows monitoring a large number of flight parameters of a modern flight and navigation complex without specifying its technical design, the operations for converting the monitored signals are minimal, inertia-free, and are easily implemented by analog and digital on-board computers in flight. However, it is applicable to control aerobatic and navigation systems only of low-maneuverable vehicles performing a straight horizontal flight, in which the axes of the associated coordinate system coincide with the measuring axes of roll, pitch and yaw [1, pp.17-18, 36 expression (1.41); 5, p.21-22]. The course, latitude and longitude of the device’s location, determined by the complex under test, are not controlled in the prototype method, and its pre-flight control of accuracy and operability is impossible.

Известно устройство контроля пилотажных, параметров крена и тангажа - блок сравнения и предельного крена (БСПК-1) [Перескоков А.Н. Приборное оборудование вертолетов МИ-8 (Т, МТ, МТВ, АМТ). - СПб.: Академия ГА. 2003. С.19; Бондарчук И.Е., Харин В.И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета ЯК-40. - М.: Транспорт. 1982. С.205]. Устройство содержит две следящие системы с сельсинами-датчиками двух одинаковых датчиков тангажа и крена аппарата, релейные усилители, выполняющие функции компараторов, и ламельные схемы сигнализации предельных углов крена и тангажа.A control device for aerobatic, roll and pitch parameters is known - a comparison unit and limit roll (BSPK-1) [Pereskokov A.N. Instrumentation equipment of MI-8 helicopters (T, MT, MTV, AMT). - St. Petersburg: Academy of Civil Aviation. 2003. P.19; Bondarchuk I.E., Kharin V.I. Aviation and radio-electronic equipment of the Yak-40 aircraft. - M .: Transport. 1982. P.205]. The device contains two tracking systems with selsyn sensors of two identical pitch and roll sensors, relay amplifiers that perform the functions of comparators, and lamellar signaling circuits for limiting roll and pitch angles.

Имеет место сравнение одноименных сигналов тангажа и крена резервированных датчиков горизонта пилотажно-навигационного комплекса аппарата. Габариты, вес, энергопотребление, стоимость такого устройства велики, а информационная производительность и достоверность контроля низкие.There is a comparison of the same pitch and roll signals of the redundant horizon sensors of the flight-navigation complex of the device. Dimensions, weight, power consumption, cost of such a device are large, and information performance and reliability of control are low.

Известны устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса, содержащие по три одинаковых датчика тангажа, крена, курса, скорости, высоты, угловых скоростей и мажоритарные блоки обработки их сигналов типа блока контроля крена (БКК), базовая система курса и вертикали (БСКВ), блок формирования и контроля (БФК), блок согласования (БС), блок демпфирующих гироскопов (БДГ) и др. [Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. - М.: Машиностроение, 1991. С.39, 122; Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992. С.291]. Помимо трех одноименных контролируемых датчиков мажоритарные блоки устройств содержат три нелинейных элемента, образующих кворум-элемент, и компараторы. Последние проводят непрерывное сравнение выходных сигналов каждого из трех датчиков с их осредненным сигналом, полученным на выходе кворум-элемента. Разностный сигнал, пропорциональный крену (курсу, тангажу, угловой скорости и тд.), сравнивается с допустимой ошибкой измерения. Точность, достоверность контроля сравнительно высока во всем диапазоне измерения пилотажно-навигационного комплекса. Однако, как и для блока сравнения и предельного крена (БСПК), здесь необходимо избыточное число одноименных проверяемых датчиков, что связано с ростом стоимости, габаритов, энергопотребления, что затруднено или невозможно на легком ЛА. Так для мажоритарного блока БКК (среднее время наработки на отказ ТБКК=4500 час), при контроле ИКВ-802, достоверность контроля будет РД.БКК=0,9; ТД.БКК=19 час.Known control devices for the navigation and navigation system, containing three identical sensors of pitch, roll, course, speed, altitude, angular velocities and majority units for processing their signals, such as the roll control unit (BCC), the basic heading and vertical system (BSKV), the formation unit and control (BFK), matching unit (BS), block of damping gyroscopes (BDG), etc. [Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic instruments, automatic on-board aircraft control systems and their technical operation. - M .: Mechanical Engineering, 1991. S. 39, 122; Vorobev V.G., Glukhov V.V., Kadyshev I.K. Aviation devices, information-measuring systems and complexes. - M .: Transport, 1992. P.291]. In addition to the three monitored sensors of the same name, the majority units of the devices contain three nonlinear elements forming a quorum element, and comparators. The latter conduct a continuous comparison of the output signals of each of the three sensors with their averaged signal obtained at the output of the quorum element. The difference signal proportional to the roll (heading, pitch, angular velocity, etc.) is compared with a permissible measurement error. The accuracy and reliability of the control is relatively high in the entire measurement range of the flight-navigation complex. However, as for the comparison unit and the maximum roll (BSPK), an excessive number of the sensors of the same name is required here, which is associated with an increase in cost, dimensions, and energy consumption, which is difficult or impossible on a light aircraft. So for the majority block BKK (mean time between failures T BKK = 4500 hours), when monitoring IKV-802, the reliability of the control will be R D. BKK = 0.9; T D.BKK = 19 hours.

Известно устройство контроля пилотажно-навигационного комплекса орбитальной ориентации спутника [Орбитальное гирокомпасирование. Под Б.Б.Самотокина. - СПб.: Политехника, 1993. С.42-43], содержащее датчики абсолютных угловых скоростей по осям связанной системы координат и измерительное устройство - однороторную или двухроторную гироорбиту, определяющую углы крена, рыскания, тангажа ориентации спутника. Ошибки ориентации спутника по крену и рысканию взаимосвязаны с проекциями вектора абсолютной угловой скорости аппарата на оси чувствительности датчиков угловых скоростей по продольной и нормальной осям связанной системы координат. Это позволяет по сглаженным и интегрированным сигналам этих датчиков судить об исправности всего пилотажно-навигационного комплекса, совершающего сложное орбитальное движение и измеряемое гироскопическим орбитантом. Так как в исправном комплексе эти ошибки, измеренные высокочувствительными датчиками угловых скоростей, имеют ограниченное значение. Устройство достоверно проверяет датчики угловых скоростей и информацию по крену и рысканию орбитанта. Возможность контроля тангажа, курса, широты и долготы местоположения аппарата отсутствует. Применение данной схемы контроля ограничено только искусственным спутником Земли, где работоспособно специальное измерительное устройство этого пилотажно-навигационного комплекса - гироорбита.A control device for the flight-navigation complex of the satellite’s orbital orientation is known [Orbital gyrocompassing. Under B. B. Samotokin. - St. Petersburg: Polytechnic, 1993. P.42-43], containing absolute angular velocity sensors along the axes of the associated coordinate system and a measuring device - one-rotor or two-rotor gyroorbite, which determines the angles of roll, yaw, and orientation pitch of the satellite. The satellite orientation errors in roll and yaw are interconnected with projections of the absolute angular velocity vector of the apparatus on the sensitivity axis of the angular velocity sensors along the longitudinal and normal axes of the associated coordinate system. This allows us to judge by the smoothed and integrated signals of these sensors about the serviceability of the entire flight and navigation complex, which performs complex orbital motion and is measured by a gyroscopic orbiter. Since in a working complex these errors, measured by highly sensitive angular velocity sensors, have a limited value. The device reliably checks the angular velocity sensors and information on the roll and yaw of the orbitant. The ability to control the pitch, course, latitude and longitude of the location of the device is missing. The use of this monitoring scheme is limited only to an artificial Earth satellite, where a special measuring device of this flight-navigation complex - gyroorbite is operable.

Известно устройство интегральной распределенной вычислительной системы сбора полетной информации, контроля и диагностики бортовых систем "Регата" [Ратникова Н.А. Распределенная вычислительная система "Регата" - основа технологии контроля воздушных судов по состоянию // Авиакосмическое приборостроение, №7, 2004. С.44-52 и др.], содержащая приемные модули аналого-цифрового преобразования (АЦП 24, АЦП 32, АЦП ТП, АЦП ТР, АЦП И, АЦП 16ПТ, АЦП СКТ М, АЦП ПР М, АЦП ТН), частотные преобразователи (ВИ ЧМ, ВИ СЧ, ЧП), контроллеры межмашинного обмена (RS, ТМТ, КПИ М, РК, КПИ), системные управляющие контроллеры (процессоры 200, 300), твердотельный накопитель с процессором 300, цифровой вычислитель, систему единого времени, выносной пульт управления, устройства установки синхронизации и запросов прерывания. Модульное построение аппаратно-программных средств дает возможность наращивания вычислительных мощностей устройства, сигналы в котором обрабатываются на трех уровнях. Верхний уровень проверяет выполнение взаимосвязей параметров состояния проверяемых систем. Средний уровень экспертных систем анализирует текущую и доопытную информацию об отказах по методам теории нечетких выводов с привлечением знаний специалистов экипажа. На нижнем уровне для заданного диапазона изменения нормированных сигналов ведется вероятностно-гарантированная оценка состояния исправности приборов с привлечением известных статистических критериев качества. Предполагается, что известны траектория движения ЛА, совокупность контролируемых параметров и их эталонные области значений. Отклонение нормированных контролируемых параметров и эталонных значений в полете статистически проверяется. Детерминизм значений существенно ограничивает область контроля, а статистика обработки ведет к запаздыванию результата, зависимому и от привлечения к контролю доопытной информации (ее может вообще не быть) и специалистов экипажа, который занят управлением ЛА. Сложность устройства "Регата", как централизованной интегральной системы контроля всего самолета, и, как результат, его низкая собственная надежность отрицательно влияют на достоверность обнаружения отказов отдельных особенно высоконадежных систем самолета, каким и является пилотажно-навигационного комплекс. Степень автоматизации контроля в полете без участия экипажа, наземного предполетного и послеполетного обслуживания по базам данных желательно повысить, что исключительно актуально для беспилотных ЛА [6, с.79].A device for integrated distributed computing system for collecting flight information, monitoring and diagnostics of on-board systems "Regatta" [Ratnikova N.A. Distributed computing system "Regata" - the basis of technology for monitoring aircraft status // Aerospace Instrumentation, No. 7, 2004. S.45-52 and others], containing the receiving modules of analog-to-digital conversion (ADC 24, ADC 32, ADC TP , ADC TR, ADC I, ADC 16PT, ADC SKT M, ADC PR M, ADC TN), frequency converters (VI FM, VI SCH, ChP), inter-machine controllers (RS, TMT, KPI M, RK, KPI), system controllers (processors 200, 300), a solid state drive with a processor 300, a digital computer, a single time system, remote bullets control, synchronization setting device and interrupt requests. The modular construction of hardware and software makes it possible to increase the computing power of the device, the signals in which are processed at three levels. The upper level checks the implementation of the relationship of the state parameters of the checked systems. The average level of expert systems analyzes current and experimental information about failures using the methods of the theory of fuzzy conclusions with the help of the knowledge of the crew. At the lower level, for a given range of normalized signal changes, a probabilistically guaranteed assessment of the health status of devices is carried out using well-known statistical quality criteria. It is assumed that the trajectory of the aircraft, the set of controlled parameters and their reference ranges of values are known. Deviation of normalized controlled parameters and reference values in flight is statistically verified. The determinism of values significantly limits the control area, and processing statistics leads to a delay in the result, which depends on the involvement of experimental information (it may not exist at all) and the crew specialists who are engaged in aircraft control. The complexity of the Regatta device, as a centralized integrated control system for the entire aircraft, and, as a result, its low intrinsic reliability negatively affect the reliability of failure detection of individual especially highly reliable aircraft systems, which is the flight-navigation complex. It is desirable to increase the degree of automation of flight control without crew participation, ground preflight and afterflight service using databases, which is extremely important for unmanned aerial vehicles [6, p. 79].

Наиболее близким к заявляемому устройству контроля пилотажно-навигационного комплекса - прототипом устройства, является система [Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972. С.270-271], содержащая датчики абсолютных угловых скоростей аппарата по продольной, нормальной и поперечной осям связанной системы координат аппарата, датчики углов крена, рыскания, тангажа аппарата, первый, второй, третий дифференциаторы, первую, вторую, третью схемы вычитания, первый, второй, третий компараторы и логическую схему ИЛИ. Датчик абсолютной угловой скорости аппарата по продольной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом первой схемы вычитания, выход которой через первый компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ. При этом датчик угла крена аппарата соединен с первым дифференциатором, выход которого подключен ко второму входу первой схемы вычитания. Датчик абсолютной угловой скорости аппарата по нормальной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом второй схемы вычитания, выход которой через второй компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ. При этом датчик угла рыскания аппарата соединен со вторым дифференциатором, выход которого подключен ко второму входу второй схемы вычитания. Датчик абсолютной угловой скорости аппарата по поперечной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом третьей схемы вычитания, выход которой через третий компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ. При этом датчик угла тангажа аппарата соединен с третьим дифференциатором, выход которого подключен ко второму входу третьей схемы вычитания, изменения этого параметра [7, с.271]. Выход логической схемы ИЛИ является выходом устройства. Устройство контроля, выбранное за прототип, является частным случаем простейшего устройства сравнения сигналов двух датчиков информации, один из которых дает информацию о контролируемом параметре, а другой - о скорости его изменения.Closest to the claimed control device of the flight-navigation complex - the prototype of the device, is a system [Belogorodsky S.L. Automation of aircraft landing control. - M .: Transport, 1972. P.270-271], containing the absolute angular velocity sensors of the apparatus along the longitudinal, normal and transverse axes of the associated coordinate system of the apparatus, roll angles, yaw, pitch of the apparatus, first, second, third differentiators, first , second, third subtraction schemes, first, second, third comparators and OR logic circuit. The absolute angular velocity sensor of the apparatus along the longitudinal axis of the associated coordinate system is connected to the subtracting input of the first subtraction circuit, the output of which through the first comparator is connected to the input of the OR logic circuit. In this case, the roll angle sensor of the apparatus is connected to the first differentiator, the output of which is connected to the second input of the first subtraction circuit. The absolute angular velocity sensor of the apparatus along the normal axis of the associated coordinate system is connected to the subtracting input of the second subtraction circuit, the output of which through the second comparator is connected to the input of the OR logic circuit. In this case, the yaw angle sensor of the apparatus is connected to the second differentiator, the output of which is connected to the second input of the second subtraction circuit. The absolute angular velocity sensor of the apparatus along the transverse axis of the associated coordinate system is connected to the subtracting input of the third subtraction circuit, the output of which through the third comparator is connected to the input of the OR logic circuit. In this case, the pitch angle sensor of the apparatus is connected to the third differentiator, the output of which is connected to the second input of the third subtraction circuit, changing this parameter [7, p.271]. The logic output OR is the output of the device. The control device selected for the prototype is a special case of a simple device for comparing the signals of two information sensors, one of which gives information about the controlled parameter, and the other about the rate of change.

Отсутствие избыточных датчиков, необходимых для обнаружения отказа, сделало целесообразным применение этого устройства в пилотажно-навигационных комплексах легких аппаратов. Оно использует информацию датчиков уже имеющихся на борту и входящих в состав штатного приборного оборудования. Устройство контроля, принятое за прототип, является наименьшим по весу, стоимости, габаритам и энергопотреблению. Достоверность контроля датчиков крена, тангажа, рыскания, датчика абсолютной угловой скорости аппарата по продольной оси связанной системы координат, датчика абсолютной угловой скорости аппарата по нормальной оси связанной системы координат, датчика абсолютной угловой скорости аппарата по поперечной оси связанной системы координат пилотажно-навигационного комплекса с ИКВ-802, ИБД-42 и БЦВМ80 30301 сравнительно велика - РД.2=0,92; ТД.2=23 час, что обусловлено простотой программной или микросхемной реализации устройства. Информационная производительность контроля I2=3,391 бит/с.The lack of redundant sensors necessary for detecting a failure has made it advisable to use this device in flight-navigation complexes of light vehicles. It uses the information of sensors already on board and included in the standard instrumentation equipment. The control device adopted for the prototype is the smallest in weight, cost, size and power consumption. Reliability of control of roll, pitch, yaw sensors, the absolute angular velocity sensor of the apparatus along the longitudinal axis of the associated coordinate system, the absolute angular velocity sensor of the apparatus along the normal axis of the associated coordinate system, the absolute angular velocity sensor of the apparatus along the transverse axis of the associated coordinate system of the flight-navigation complex with IC -802, IBD-42 and BTsVM80 30301 is relatively large - P D.2 = 0.92; T D.2 = 23 hours, due to the simplicity of the software or microcircuit implementation of the device. Information performance monitoring I 2 = 3,391 bit / s.

Недостатком устройства является его неспособность контролировать датчики широты и долготы пилотажно-навигационного комплекса. Кроме того, его высокая эффективность имеет место лишь в частном случае, при работе на аппарате, совершающем прямолинейный, горизонтальный полет, когдаThe disadvantage of this device is its inability to control the latitude and longitude sensors of the flight-navigation complex. In addition, its high efficiency takes place only in a particular case, when working on an apparatus performing a straight, horizontal flight, when

Figure 00000001
Figure 00000001

В общем случае сложного пространственного движения, характерного для легкого, маневренного аппарата, приближенное соотношение (1), лежащее в основе работы устройства контроля - прототипа, не выполняется, так как имеют место следующие точные кинематические соотношения, связывающие производные углов крена

Figure 00000002
, тангажа
Figure 00000003
, рыскания
Figure 00000004
аппарата и проекции ωX, ωY, ωZ вектора угловой скорости на связанные оси [5, с.22]In the general case of complex spatial motion, characteristic of a light, maneuverable apparatus, the approximate relation (1), which underlies the operation of the control device - the prototype, is not fulfilled, since the following exact kinematic relations connecting the derivatives of the roll angles take place
Figure 00000002
pitch
Figure 00000003
yaw
Figure 00000004
apparatus and projection ω X , ω Y , ω Z of the angular velocity vector on the connected axes [5, p.22]

Figure 00000005
Figure 00000005

Это указывает на невозможность достоверного контроля устройством-прототипом датчиков при υ≠0, γ≠0. Кроме того, соотношения (2) имеют особенность при υ→90°, что делает невозможным использование сигналов

Figure 00000006
,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
для контроля на высокоманевренном аппарате.This indicates the impossibility of reliable control by the device prototype sensors when υ ≠ 0, γ ≠ 0. In addition, relations (2) have a singularity at υ → 90 °, which makes it impossible to use signals
Figure 00000006
,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
for control on a highly maneuverable apparatus.

Основной задачей, на решение которой направлены заявленный способ и устройство, является создание аппаратурно-безызбыточных комплексных систем автоматического управления и контроля повышенной точности, надежности, достоверности контроля с высокими технико-экономическими показателями по весу, габаритам, энергопотреблению, стоимости, удобству их эксплуатации на легком летательном аппарате.The main task to be solved by the claimed method and device is the creation of hardware-redundant integrated systems for automatic control and monitoring of increased accuracy, reliability, reliability of control with high technical and economic indicators in terms of weight, dimensions, power consumption, cost, ease of use the aircraft.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленной группы изобретений, является повышение достоверности обнаружения отказа, информационной производительности, точности контроля параметров с безызбыточными средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости при одновременном повышении эффективности выполнения полетных задач. При этом обеспечивается работа как в полетном, так и предполетном состоянии комплекса, контроль по безынерционным соотношениям, содержащим простейшие арифметические операции, достаточно просто реализуемым на борту летательного аппарата.The technical result achieved by the implementation of the claimed group of inventions is to increase the reliability of failure detection, information performance, accuracy of parameter control with redundant means of minimum weight, dimensions, power consumption, complexity and cost, while improving the efficiency of flight tasks. At the same time, work is ensured both in the flight and pre-flight state of the complex, control over inertialess ratios containing the simplest arithmetic operations, which are quite easily implemented on board the aircraft.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля пилотажно-навигационного комплекса, основанном на измерении величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата, величины угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата, согласно изобретению одновременно измеряют направления угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата, величины и направления угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса аппарата, определяют сумму величин и направлений угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса, рыскания, тангажа, крена аппарата, а затем полученную величину и направление суммы сравнивают с величиной и направлением абсолютной угловой скорости аппарата.The technical result is achieved by the fact that in the control method of the flight-navigation complex based on measuring the magnitude and direction of the absolute angular velocity of the apparatus, the magnitude of the angular velocities of the roll, pitch, yaw of the apparatus, according to the invention, the directions of the angular velocities of roll, pitch, and yaw of the apparatus are simultaneously measured and the directions of the angular velocities of the Earth, longitude, latitude, the apparatus heading, determine the sum of the values and directions of the angular velocities of the Earth, longitude, latitude, course, yaw, pitch, the roll of the apparatus, and then the obtained value and direction of the sum are compared with the magnitude and direction of the absolute angular velocity of the apparatus.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса, содержащее датчик абсолютной угловой скорости аппарата по продольной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом первой схемы вычитания, выход которого через первый компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла крена аппарата, выход которого соединен с первым дифференциатором, датчик абсолютной угловой скорости аппарата по нормальной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом второй схемы вычитания, выход которой через второй компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла рыскания аппарата, второй дифференциатор, датчик абсолютной угловой скорости аппарата по поперечной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом третьей схемы вычитания, выход которой через третий компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла тангажа аппарата, выход которого соединен с третьим дифференциатором, дополнительно введены первый, второй, третий, четвертый преобразователи координат, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой функциональные преобразователи, первый, второй, третий сумматоры, четвертая, пятая схемы вычитания, причем первый вход первого преобразователя координат соединен с выходом первого сумматора, входы которого соединены с выходом датчика угловой скорости Земли пилотажно-навигационного комплекса и выходом четвертого дифференциатора, соединенного с выходом датчика долготы пилотажно-навигационного комплекса, второй и третий входы первого преобразователя координат соединены соответственно с выходами первого и второго функциональных преобразователей, входы которых, как и вход пятого дифференциатора, выход которого соединен с четвертым входом первого преобразователя координат, подключены к выходу датчика широты пилотажно-навигационного комплекса, первый вход второго преобразователя координат соединен со вторым выходом первого преобразователя координат, а второй и третий входы - соответственно с выходами третьего и четвертого функциональных преобразователей, входы которых соединены с выходом четвертой схемы вычитания, входы которой подключены к выходам датчиков курса и рыскания пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы второго преобразователя координат соединены соответственно с первым и третьим выходами первого преобразователя координат, первый вход третьего преобразователя координат соединен с выходом пятой схемы вычитания, первый вычитающий вход которой через второй дифференциатор соединен с выходом четвертой схемы вычитания, а второй вход - с третьим выходом второго преобразователя координат, второй и третий входы - соответственно с выходами пятого и шестого функциональных преобразователей, входы которых, как и вход третьего дифференциатора, соединены с выходом датчика тангажа пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы третьего преобразователя координат соединены соответственно со вторым и первым выходами второго преобразователя координат, первый вход четвертого преобразователя координат соединен с выходом второго сумматора, один вход которого соединен с выходом третьего дифференциатора, а другой - с третьим выходом третьего преобразователя координат, второй и третий входы - соответственно с выходами седьмого и восьмого функциональных преобразователей, входы которых соединены с выходом датчика крена пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы четвертого преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым выходами третьего преобразователя координат, первый выход четвертого преобразователя координат соединен с суммирующим входом второй схемы вычитания, второй выход четвертого преобразователя координат соединен с суммирующим входом третьей схемы вычитания, третий выход четвертого преобразователя координат соединен с третьим сумматором, второй вход которого соединен с выходом первого дифференциатора, а выход - с суммирующим входом первой схемы вычитания.The specified technical result is achieved by the fact that in the device for monitoring the flight-navigation complex containing a sensor of the absolute angular velocity of the apparatus along the longitudinal axis of the associated coordinate system, the output of which is connected to the subtracting input of the first subtraction circuit, the output of which through the first comparator is connected to the input of the logic circuit OR , a roll angle sensor of the apparatus, the output of which is connected to the first differentiator, a sensor of the absolute angular velocity of the apparatus along the normal axis of the associated coordinate system, output One of which is connected to the subtracting input of the second subtraction circuit, the output of which through the second comparator is connected to the input of the OR logic circuit, the yaw angle sensor, the second differentiator, the absolute angular velocity sensor of the apparatus along the transverse axis of the associated coordinate system, the output of which is connected to the subtracting input of the third circuit subtraction, the output of which through the third comparator is connected to the input of the OR logic circuit, the pitch angle sensor of the apparatus, the output of which is connected to the third differentiator, is additionally introduced first, second, third, fourth coordinate converters, first, second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth functional converters, first, second, third adders, fourth, fifth subtraction schemes, the first input of the first coordinate converter being connected to the output the first adder, the inputs of which are connected to the output of the Earth's angular velocity sensor of the flight-navigation complex and the output of the fourth differentiator, connected to the output of the longitude sensor of the flight-navigation complex, the second and the third inputs of the first coordinate transformer are connected respectively to the outputs of the first and second functional transducers, the inputs of which, like the input of the fifth differentiator, the output of which is connected to the fourth input of the first coordinate transducer, are connected to the output of the latitude sensor of the flight-navigation complex, the first input of the second coordinate transformer connected to the second output of the first coordinate transformer, and the second and third inputs, respectively, with the outputs of the third and fourth functional pre browser, the inputs of which are connected to the output of the fourth subtraction circuit, the inputs of which are connected to the outputs of the heading and yaw sensors of the flight-navigation complex, the fourth and fifth inputs of the second coordinate transformer are connected respectively to the first and third outputs of the first coordinate transformer, the first input of the third coordinate transformer is connected to the output of the fifth subtraction circuit, the first subtracting input of which is connected through the second differentiator to the output of the fourth subtraction circuit, and the second input is connected to the third the output of the second coordinate transformer, the second and third inputs, respectively, with the outputs of the fifth and sixth functional transducers, the inputs of which, like the input of the third differentiator, are connected to the output of the pitch sensor of the flight-navigation complex, the fourth and fifth inputs of the third coordinate transducer are connected respectively to the second and the first outputs of the second coordinate transformer, the first input of the fourth coordinate transformer is connected to the output of the second adder, one input of which is connected to the output the house of the third differentiator, and the other with the third output of the third coordinate transformer, the second and third inputs respectively with the outputs of the seventh and eighth functional transducers, the inputs of which are connected to the output of the roll sensor of the flight-navigation complex, the fourth and fifth inputs of the fourth coordinate transducer are connected respectively to the first and second outputs of the third coordinate converter, the first output of the fourth coordinate converter is connected to the summing input of the second subtraction circuit, in the second output of the fourth coordinate converter is connected to the summing input of the third subtraction circuit, the third output of the fourth coordinate converter is connected to the third adder, the second input of which is connected to the output of the first differentiator, and the output to the summing input of the first subtraction circuit.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля пилотажно-навигационного комплекса преобразователь координат содержит последовательно соединенные первый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - со вторым входом преобразователя координат и четвертый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные третий умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - с третьим входом преобразователя координат, шестая схема вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом третьего умножителя, вычитающий вход - с выходом четвертого умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, четвертый вход преобразователя координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами второго и четвертого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат.The specified technical result is also achieved by the fact that in the device for monitoring the flight-navigation complex, the coordinate transformer contains a first multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the coordinate transformer, the second input to the second input of the coordinate transducer and the fourth adder, the second input of which is connected with the output of the second multiplier, and the output with the first output of the coordinate converter, connected in series to the third multiplier, the first input of which connected to the first input of the coordinate converter, the second input to the third input of the coordinate converter, the sixth subtraction circuit, the summing input of which is connected to the output of the third multiplier, the subtracting input is connected to the output of the fourth multiplier, and the output is to the second output of the coordinate converter, the fourth input of the coordinate converter connected to its third output, the fifth input to the first inputs of the second and fourth multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the third and second inputs of the coordinate transformer.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - способа и устройства для контроля пилотажно-навигационного комплекса. Технический результат достигается за счет измерения на борту аппарата проекций вектора абсолютной угловой скорости аппарата датчиками абсолютных угловых скоростей по продольной, нормальной и поперечной осям связанной системы координат и сравнения этих проекций с их вычисленными оценками через сумму проекций векторов угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса, рыскания, тангажа и крена аппарата, измеренных датчиками контролируемого пилотажно-навигационного комплекса. При появлении существенных отличий суммы этих угловых скоростей от проекций вектора абсолютной угловой скорости аппарата фиксируется отказ пилотажно-навигационного комплекса.The set of essential features of the invention ensures the achievement of a technical result achieved during the implementation of the invention - a method and device for monitoring the flight-navigation complex. The technical result is achieved by measuring the projections of the absolute angular velocity vector of the apparatus on board the apparatus by absolute angular velocity sensors along the longitudinal, normal and transverse axes of the associated coordinate system and comparing these projections with their calculated estimates through the sum of the projections of the angular velocity vectors of the Earth, longitude, latitude, course , yaw, pitch and roll of the apparatus, measured by sensors of a controlled flight-navigation complex. When significant differences in the sum of these angular velocities from the projections of the absolute angular velocity vector of the apparatus appear, the failure of the flight-navigation complex is detected.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественных всем признакам заявленного способа и устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса, отсутствуют, следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "новизна".The analysis of the prior art by the applicant has established that there are no analogues that are characterized by sets of features that are identical to all the features of the claimed method and control device for the flight-navigation complex, therefore, the claimed invention meets the condition of “novelty”.

Результаты поиска известных технических решений в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного изобретения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники.Search results for known technical solutions in this and related fields of technology in order to identify features that match the distinctive features of the claimed invention from the prototype have shown that they do not follow explicitly from the prior art.

Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата и изобретение не основано наFrom the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed invention on the achievement of the specified technical result is not revealed and the invention is not based on

- дополнении известного устройства-аналога какой-либо известной частью, присоединенной к нему по известным правилам, для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно этого дополнения;- supplementing the known analogue device with any known part attached to it according to known rules, in order to achieve a technical result in respect of which the effect of this addition is established;

- замене какой-либо части устройства-аналога другой известной частью для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно такого дополнения;- replacing any part of the analog device with another known part to achieve a technical result, in respect of which the effect of such an addition is established;

- исключении какой-либо части устройства-аналога с одновременным исключением, обусловленной ее наличием функции, и достижением обычного для такого исключения результата;- the exclusion of any part of the analog device with the simultaneous exception due to its presence of the function, and the achievement of the usual result for such an exception;

- увеличении количества однотипных элементов для усиления технического результата, обусловленного наличием в устройстве именно таких элементов;- increasing the number of elements of the same type to enhance the technical result due to the presence in the device of just such elements;

- выполнении известного устройства-аналога или его части из известного материала для достижения технического результата обусловленного известными свойствами материала;- the implementation of the known device is an analogue or part of a known material to achieve a technical result due to the known properties of the material;

- создание устройства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между которыми осуществлены на основании известных правил и достигаемый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого устройства и связей между ними;- the creation of a device consisting of known parts, the choice of which and the relationship between them are based on known rules and the technical result achieved is due only to the known properties of the parts of this device and the connections between them;

- изменении количественного признака (признаков) устройства и предоставленнии таких признаков во взаимосвязи либо изменение вида взаимосвязи, если известен факт влияния каждого из них на технический результат и новые значения этих признаков или их взаимосвязь могли быть получены исходя из известных зависимостей, следовательно, заявленное изобретение соответствует "изобретательскому уровню".- a change in the quantitative sign (s) of the device and the provision of such signs in the relationship or a change in the type of relationship if the fact of the influence of each of them on the technical result is known and new values of these signs or their relationship could be obtained on the basis of known dependencies, therefore, the claimed invention meets "inventive step".

Сущность изобретения поясняется фиг.1, 2, 3, 4.The invention is illustrated in figures 1, 2, 3, 4.

На фиг.1 изображено положение систем координат, скоростей, углов, угловых скоростей аппарата относительно инерциальной системы координат

Figure 00000007
и Земли, где приняты следующие обозначения:Figure 1 shows the position of the coordinate systems, speeds, angles, angular velocities of the apparatus relative to the inertial coordinate system
Figure 00000007
and Earth, where the following designations are accepted:

Figure 00000007
- инерциальная, геоцентрическая система координат;
Figure 00000007
- inertial, geocentric coordinate system;

Figure 00000008
- геоцентрическая, земная, неподвижная система координат;
Figure 00000008
- geocentric, terrestrial, fixed coordinate system;

Figure 00000009
- геоцентрическая, земная, ориентированная по меридиану места;
Figure 00000009
- geocentric, terrestrial, meridian oriented places;

Figure 00000010
- неподвижная, горизонтальная, географически ориентированная система координат;
Figure 00000011
направление на север (N);
Figure 00000012
направление на запад (W);
Figure 00000010
- motionless, horizontal, geographically oriented coordinate system;
Figure 00000011
heading north (N);
Figure 00000012
west direction (W);

Figure 00000013
- ортодромическая система координат;
Figure 00000013
- orthodromic coordinate system;

Ω - угловая скорость вращения Земли;Ω is the angular velocity of the Earth;

λ, φ, K - долгота, широта, курс аппарата;λ, φ, K - longitude, latitude, heading;

ωξ, ωη, ωξ - угловые скорости перемещения точки места аппарата;ω ξ , ω η , ω ξ are the angular velocities of the displacement point of the apparatus;

Vξ, Vη, Vζ - линейные скорости перемещения точки места аппарата.V ξ , V η , V ζ are the linear velocities of the movement of the point of location of the apparatus.

На фиг.2 изображено положение систем координат, скоростей, углов, угловых скоростей аппарата относительно неподвижной, горизонтальной, географически ориентированной системы координат

Figure 00000010
, и приняты следующие обозначения:Figure 2 shows the position of the coordinate systems, speeds, angles, angular velocities of the apparatus relative to a fixed, horizontal, geographically oriented coordinate system
Figure 00000010
, and the following notation is accepted:

Figure 00000014
- горизонтальная, земная, неподвижная система координат, ось
Figure 00000015
которой направлена по движению аппарата;
Figure 00000014
- horizontal, terrestrial, fixed coordinate system, axis
Figure 00000015
which is directed by the movement of the apparatus;

Figure 00000016
- связанная система координат аппарата;
Figure 00000016
- the associated coordinate system of the apparatus;

Figure 00000017
- система координат поворота аппарата на угол υ;
Figure 00000017
- the coordinate system of rotation of the apparatus at an angle υ;

ψ, υ, γ - углы рыскания, тангажа, крена;ψ, υ, γ - yaw, pitch, roll angles;

Figure 00000018
- гироскопический курс;
Figure 00000018
- gyroscopic course;

Figure 00000019
,
Figure 00000020
,
Figure 00000021
,
Figure 00000022
- угловые скорости рыскания, тангажа, крена, курса аппарата;
Figure 00000019
,
Figure 00000020
,
Figure 00000021
,
Figure 00000022
- angular velocity of yaw, pitch, roll, apparatus heading;

ωX, ωY, ωZ - проекции вектора

Figure 00000023
абсолютной угловой скорости аппарата на оси связанной системы координат.ω X , ω Y , ω Z are projections of the vector
Figure 00000023
absolute angular velocity of the apparatus on the axis of the associated coordinate system.

На фиг.3 приведена структурная схема устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 3 shows the structural diagram of the control device for the flight-navigation complex according to claim 2, where the following notation is accepted:

1-1, 1-2, 1-3 - датчик абсолютной угловой скорости по продольной оси связанной системы координат, датчик абсолютной угловой скорости по нормальной оси связанной система координат, датчик абсолютной угловой скорости по поперечной оси связанной системы координат;1-1, 1-2, 1-3 - absolute angular velocity sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system, absolute angular velocity sensor on the normal axis of the associated coordinate system, absolute angular velocity sensor on the transverse axis of the connected coordinate system;

2-1, 2-2, 2-3, 2-4, 2-5 - первая, вторая, третья, четвертая, пятая схемы вычитания;2-1, 2-2, 2-3, 2-4, 2-5 - the first, second, third, fourth, fifth schemes of subtraction;

3-1, 3-2, 3-3 - первый, второй, третий компараторы;3-1, 3-2, 3-3 - the first, second, third comparators;

4 - логическая схема ИЛИ;4 - logical OR;

5 - датчик угла крена аппарата;5 - roll angle sensor;

6-1, 6-2, 6-3, 6-4, 6-5 - первый, второй, третий, четвертый, пятый дифференциаторы;6-1, 6-2, 6-3, 6-4, 6-5 - the first, second, third, fourth, fifth differentiators;

7-1, 7-2, 7-3 - первый, второй, третий сумматоры;7-1, 7-2, 7-3 - the first, second, third adders;

8 - датчик угла тангажа;8 - pitch angle sensor;

9 - датчик угла долготы;9 - longitude angle sensor;

10 - датчик угловой скорости Земли;10 - sensor of the angular velocity of the Earth;

11-1, 11-2, 11-3, 11-4 - первый, второй, третий, четвертый преобразователи координат;11-1, 11-2, 11-3, 11-4 - the first, second, third, fourth coordinate converters;

12 - датчик угла широты;12 - latitude angle sensor;

13-1, 13-2, 13-3, 13-4, 13-5, 13-6, 13-7, 13-8 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой функциональные преобразователи;13-1, 13-2, 13-3, 13-4, 13-5, 13-6, 13-7, 13-8 - the first, second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth functional converters;

14 - датчик угла курса.14 - heading angle sensor.

На фиг.4 приведена структурная схема преобразователя координат по п.3 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 4 shows the structural diagram of the coordinate Converter according to claim 3 of the formula, where the following notation:

2-6 - шестая схема вычитания;2-6 - the sixth subtraction scheme;

7-4 - четвертый сумматор;7-4 - the fourth adder;

15-1, 15-2, 15-3, 15-4 - первый, второй, третий, четвертый умножители.15-1, 15-2, 15-3, 15-4 - the first, second, third, fourth multipliers.

Сущность способа контроля пилотажно-навигационного комплекса поясняется чертежами (фиг.1, 2) и состоит в сравнении величины и направления измеренного вектора

Figure 00000024
абсолютной угловой скорости аппарата и его оценки
Figure 00000025
полученной по сигналам датчиков проверяемого комплекса. Контроль ведется как на предполетном, так и полетном этапах работы комплекса и включает сравнение проекций ωX, ωY, ωZ, измеренного вектора абсолютной угловой скорости, и их вычисленных значений
Figure 00000026
,
Figure 00000027
,
Figure 00000028
по сигналам датчиков угловой скорости Земли Ω, долготы λ, широты φ, курса K, рыскания ψ, тангажа
Figure 00000029
и крена γ аппарата. Векторное уравнение кинематики углового движения аппарата в инерциальном пространстве имеет видThe essence of the control method of the flight-navigation complex is illustrated by drawings (figures 1, 2) and consists in comparing the magnitude and direction of the measured vector
Figure 00000024
absolute angular velocity of the apparatus and its assessment
Figure 00000025
obtained by the signals of the sensors of the tested complex. Monitoring is carried out both at the pre-flight and flight stages of the complex’s operation and includes a comparison of the projections ω X , ω Y , ω Z , the measured absolute angular velocity vector, and their calculated values
Figure 00000026
,
Figure 00000027
,
Figure 00000028
by the signals of the sensors of the angular velocity of the Earth Ω, longitude λ, latitude φ, course K, yaw ψ, pitch
Figure 00000029
and roll γ apparatus. The vector equation of kinematics of the angular motion of the apparatus in inertial space has the form

Figure 00000030
Figure 00000030

где Ω - величина вектора абсолютной угловой скорости вращения Земли, относительно "неподвижных" звезд, угл.град./с;

Figure 00000031
- величина вектора относительной угловой скорости аппарата по долготе, изменяющейся относительно нулевого меридиана, угл.град./с;
Figure 00000032
- величина вектора относительной угловой скорости аппарата по широте, изменяющейся относительно плоскости экватора, угл.град./с;
Figure 00000033
- величина вектора относительной угловой скорости аппарата по курсу, в плоскости горизонта, относительно направления на Север, положительное направление - по часовой стрелке, угл.град./с;
Figure 00000034
- величина вектора относительной угловой скорости рыскания аппарата, в плоскости горизонта, относительно заданного курса, положительное направление - против часовой стрелки, угл.град./с;
Figure 00000035
- величина вектора относительной угловой скорости тангажа аппарата, отклонения от плоскости горизонта, положительное направление - против часовой стрелки, угл.град./с;
Figure 00000036
- величина вектора относительной угловой скорости крена аппарата, отклонения от плоскости горизонта, положительное направление - против часовой стрелки, угл.град./с;
Figure 00000037
- вектор угловой скорости Земли в геоцентрической земной системе координат
Figure 00000038
, плоскость
Figure 00000039
которой находится в плоскости нулевого меридиана (фиг.1);
Figure 00000040
- вектор относительной угловой скорости аппарата в геоцентрической земной неподвижной системе координат
Figure 00000041
, плоскость
Figure 00000042
которой расположена в плоскости меридиана места аппарата;
Figure 00000043
- вектор относительной угловой скорости аппарата в горизонтальной, географически ориентированной системе координатор
Figure 00000010
, ось ξ которой ориентирована на Север, a η - на Запад. Тогда проекции абсолютной угловой скорости аппарата из-за его перемещения Vξ, Vη относительно Земли в системе координат
Figure 00000010
могут быть определены соотношением [8, с.71]
Figure 00000044
или в проекциях векторов:where Ω is the magnitude of the absolute angular velocity of the Earth's rotation, relative to the "motionless" stars, angular degrees / s;
Figure 00000031
- the magnitude of the vector of the relative angular velocity of the apparatus in longitude, changing with respect to the zero meridian, ang. degrees / s;
Figure 00000032
- the magnitude of the vector of the relative angular velocity of the apparatus in latitude, changing relative to the plane of the equator, ang. degrees / s;
Figure 00000033
- the magnitude of the vector of the relative angular velocity of the apparatus at the heading, in the plane of the horizon, relative to the direction to the North, positive direction - clockwise, ang. degrees / s;
Figure 00000034
- the magnitude of the vector of the relative angular velocity of the yaw of the apparatus, in the horizontal plane, relative to a given course, the positive direction is counterclockwise, ang. deg./s;
Figure 00000035
- the magnitude of the vector of the relative angular velocity of the pitch of the apparatus, the deviation from the horizon plane, the positive direction is counterclockwise, ang. deg./s;
Figure 00000036
- the magnitude of the vector of the relative angular velocity of the roll of the apparatus, the deviation from the horizon plane, the positive direction is counterclockwise, ang. deg./s;
Figure 00000037
is the vector of the angular velocity of the Earth in the geocentric earth coordinate system
Figure 00000038
plane
Figure 00000039
which is in the plane of the zero meridian (figure 1);
Figure 00000040
is the vector of the relative angular velocity of the apparatus in a geocentric earthly fixed coordinate system
Figure 00000041
plane
Figure 00000042
which is located in the plane of the meridian of the apparatus;
Figure 00000043
is the vector of the relative angular velocity of the apparatus in a horizontal, geographically oriented coordinate system
Figure 00000010
whose axis ξ is oriented to the North, and η - to the West. Then the projections of the absolute angular velocity of the apparatus due to its displacement V ξ , Vη relative to the Earth in the coordinate system
Figure 00000010
can be determined by the relation [8, p. 71]
Figure 00000044
or in projections of vectors:

Figure 00000045
Figure 00000045

где проекции угловых скоростей инерциальной системы координат очевидно

Figure 00000046
, а матрицы преобразований систем координат, определяющие направления векторов
Figure 00000047
,
Figure 00000048
,
Figure 00000049
, имеют вид:where the projections of the angular velocities of the inertial coordinate system are obviously
Figure 00000046
, and the matrix of transformations of coordinate systems that determine the directions of the vectors
Figure 00000047
,
Figure 00000048
,
Figure 00000049
, have the form:

Figure 00000050
;
Figure 00000051
;
Figure 00000052
Figure 00000050
;
Figure 00000051
;
Figure 00000052

Figure 00000053
;
Figure 00000054
;
Figure 00000055
.
Figure 00000053
;
Figure 00000054
;
Figure 00000055
.

После преобразований (4) имеем окончательное выражениеAfter transformations (4), we have the final expression

Figure 00000056
Figure 00000056

Проекции относительной угловой скорости в связанных осях аппарата по отношению к неподвижной горизонтальной географически ориентированной системе координат

Figure 00000010
имеют вид (фиг.2)Projections of the relative angular velocity in the connected axes of the apparatus with respect to a fixed horizontal geographically oriented coordinate system
Figure 00000010
have the form (figure 2)

Figure 00000057
Figure 00000057

Figure 00000058
Figure 00000058

где матрицы элементарных поворотов, определяющие направления векторов

Figure 00000059
,
Figure 00000060
,
Figure 00000061
,
Figure 00000062
,
Figure 00000063
имеют вид:where the matrices of elementary rotations that determine the directions of the vectors
Figure 00000059
,
Figure 00000060
,
Figure 00000061
,
Figure 00000062
,
Figure 00000063
have the form:

Figure 00000064
;
Figure 00000065
;
Figure 00000064
;
Figure 00000065
;

Figure 00000066
;
Figure 00000067
;
Figure 00000068
Figure 00000066
;
Figure 00000067
;
Figure 00000068

Figure 00000069
;
Figure 00000070
;
Figure 00000071
;
Figure 00000069
;
Figure 00000070
;
Figure 00000071
;

Figure 00000072
;
Figure 00000073
Figure 00000072
;
Figure 00000073

Преобразовав (7), учитывая (3) и (6), получаем соотношения для контроля пилотажно-навигационного комплексаTransforming (7), taking into account (3) and (6), we obtain relations for the control of the flight-navigation complex

Figure 00000074
;
Figure 00000074
;

Figure 00000075
Figure 00000075

Figure 00000076
Figure 00000076

где Фi,

Figure 00000077
- функции точности контроля и пороги срабатывания компараторов;
Figure 00000078
- выходной сигнал i-того компаратора. Выходной сигнал всего устройства UO=UK1∨UK2∨UK3 - дизъюнкция сигналов сравнения трех функций точности контроля и порогов срабатывания компараторов.where f i
Figure 00000077
- precision control functions and thresholds for comparators;
Figure 00000078
- output signal of the i-th comparator. The output signal of the entire device U O = U K1 ∨U K2 ∨U K3 is the disjunction of the comparison signals of the three control accuracy functions and the thresholds of the comparators.

Способ контроля пилотажно-навигационного комплекса по п.1 формулы осуществляют следующим образом. Одновременно измеряют величину и направление вектора

Figure 00000079
абсолютной угловой скорости аппарата и производят его сравнение с оценкой
Figure 00000080
этого вектора, вычисленной с помощью сигналов Ω, λ, φ, ψ, K, ϑ, γ пилотажно-навигационного комплекса. Для этого производится суммирование неизменно ориентированного и известного вектора абсолютной угловой скорости
Figure 00000081
Земли с относительными угловыми скоростями
Figure 00000082
,
Figure 00000083
,
Figure 00000084
,
Figure 00000085
,
Figure 00000086
,
Figure 00000087
при известной взаимной ориентации векторов
Figure 00000088
,
Figure 00000089
,
Figure 00000090
,
Figure 00000091
,
Figure 00000092
, ,
Figure 00000094
. Суммирование ведется путем последовательного определения абсолютных угловых скоростей ωξ, ωη, ωζ системы координат
Figure 00000010
, угловых скоростей ωX0, ωY0, ωZ0, системы координат OX0Y0Z0, угловых скоростей ωX1, ωY1, ωZ1 системы координат OX1Y1Z1 и наконец оценок
Figure 00000026
,
Figure 00000027
,
Figure 00000028
абсолютных угловых скоростей в связанной системе координат. Соответствующие выражениям (5), (8), (9) вычисления проекций ведутся на унифицированных схемах преобразователей координат 11-1, 11-2, 11-3, 11-4. Сигналы, поступившие на первый и второй входы преобразователей координат, перемножаются в умножителе 15-1, как и сигналы, поступившие на третий и пятый входы, перемножаются в умножителе 15-2, суммируются на сумматоре 7-4, а затем поступают на первый выход преобразователя координат. Сигнал, поступивший на четвертый вход преобразователя координат, без преобразования поступает на его третий выход. Сигналы, поступившие на первый и третий входы преобразователей координат, перемножаются в умножителе 15-3, как и сигналы, поступившие на второй и пятый входы, перемножаются в умножителе 15-4, вычитаются на схеме 2-6 вычитания, а затем поступают на второй выход преобразователя координат. Если учесть, что на вторые входы преобразователей 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат с функциональных преобразователей 13-1, 13-3, 13-5, 13-7 поступают преобразованные по функции sin их входные сигналы, а на третьи входы преобразователей 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат с функциональных преобразователей 13-2, 13-4, 13-6, 13-8 поступают преобразованные по функции cos их входные сигналы, то можно представить следующее общее соотношение для входных и выходных сигналовThe control method of the flight navigation system according to claim 1 of the formula is as follows. At the same time measure the magnitude and direction of the vector
Figure 00000079
absolute angular velocity of the apparatus and make its comparison with the assessment
Figure 00000080
of this vector, calculated using the signals Ω, λ, φ, ψ, K, ϑ, γ of the flight-navigation complex. For this, the invariably oriented and known absolute angular velocity vector is summed.
Figure 00000081
Earth with relative angular velocities
Figure 00000082
,
Figure 00000083
,
Figure 00000084
,
Figure 00000085
,
Figure 00000086
,
Figure 00000087
with a known mutual orientation of the vectors
Figure 00000088
,
Figure 00000089
,
Figure 00000090
,
Figure 00000091
,
Figure 00000092
, ,
Figure 00000094
. The summation is carried out by sequentially determining the absolute angular velocities ω ξ , ω η , ω ζ of the coordinate system
Figure 00000010
, angular velocities ω X0 , ω Y0 , ω Z0 , coordinate system OX 0 Y 0 Z 0 , angular velocities ω X1 , ω Y1 , ω Z1 coordinate systems OX 1 Y 1 Z 1 and finally estimates
Figure 00000026
,
Figure 00000027
,
Figure 00000028
absolute angular velocities in a coupled coordinate system. The calculations of the projections corresponding to expressions (5), (8), (9) are carried out on standardized schemes of coordinate transformers 11-1, 11-2, 11-3, 11-4. The signals received at the first and second inputs of the coordinate transformers are multiplied in the multiplier 15-1, like the signals received at the third and fifth inputs are multiplied in the multiplier 15-2, are summed on the adder 7-4, and then fed to the first output of the converter coordinates. The signal received at the fourth input of the coordinate transformer, without conversion, is fed to its third output. The signals received at the first and third inputs of the coordinate converters are multiplied in the multiplier 15-3, as the signals received at the second and fifth inputs are multiplied in the multiplier 15-4, subtracted from the subtraction circuit 2-6, and then fed to the second output coordinate converter. If we take into account that the second inputs of the converters 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates from the functional converters 13-1, 13-3, 13-5, 13-7 receive their input signals converted by the sin function , and the third inputs of the converters 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates from the functional converters 13-2, 13-4, 13-6, 13-8 receive their input signals converted by the cos function, then you can imagine the following general ratio for input and output signals

Figure 00000095
;
Figure 00000096
;
Figure 00000097
Figure 00000095
;
Figure 00000096
;
Figure 00000097

где Xi,

Figure 00000098
- входные сигналы; Yj,
Figure 00000099
- выходные сигналы преобразователей координат. Преобразователь 11-1 координат реализует матрицу поворота Аφ выражения (5). Преобразователь 11-2 координат реализует матрицу поворота
Figure 00000100
выражения (9). Преобразователь 11-3 координат реализует матрицу поворота Аϑ выражения (8). Преобразователь 11-4 координат реализует матрицу поворота Аγ выражения (9). На выходе сумматора 7-1 получается сигнал оценки
Figure 00000101
, на первом выходе преобразователя 11-4 координат получается сигнал оценки
Figure 00000102
, а на втором выходе преобразователя 11-4 координат получается сигнал оценки
Figure 00000028
. Они поступают соответственно на суммирующие входы схем 2-1, 2-2, 2-3 вычитания, на вычитающие входы которых одновременно поступают выходные сигналы соответственно датчиков 1-1, 1-2, 1-3 абсолютных угловых скоростей ωX, ωY, ωZ аппарата. Поскольку датчики контролируемого пилотажно-навигационного комплекса имеют погрешности, как и само устройство контроля, то для фиксации отказа разности оценок
Figure 00000101
,
Figure 00000102
,
Figure 00000028
и ωX, ωY, ωZ сравниваются в компараторах 3-1, 3-2, 3-3 с порогами, в соответствии с выражением (10). Отказ пилотажно-навигационного комплекса приводит к нарушению векторного соотношения (3) и выходу за пределы поля допуска
Figure 00000103
,
Figure 00000104
одной или нескольких функций Фi;
Figure 00000105
контроля в (10).where X i
Figure 00000098
- input signals; Y j
Figure 00000099
- output signals from coordinate converters. The coordinate converter 11-1 implements a rotation matrix A φ of expression (5). The coordinate converter 11-2 implements a rotation matrix
Figure 00000100
expressions (9). The coordinate converter 11-3 implements a rotation matrix A ϑ of expression (8). The coordinate converter 11-4 implements a rotation matrix A γ of expression (9). At the output of the adder 7-1, an evaluation signal is obtained
Figure 00000101
, at the first output of the coordinate converter 11-4, an evaluation signal is obtained
Figure 00000102
, and at the second output of the coordinate converter 11-4, an evaluation signal is obtained
Figure 00000028
. They arrive respectively at the summing inputs of the subtraction schemes 2-1, 2-2, 2-3, the subtracting inputs of which simultaneously receive the output signals of the sensors 1-1, 1-2, 1-3 of the absolute angular velocities ω X , ω Y , ω Z apparatus. Since the sensors of the controlled flight and navigation complex have errors, as the control device itself, to fix the failure of the difference in estimates
Figure 00000101
,
Figure 00000102
,
Figure 00000028
and ω X , ω Y , ω Z are compared in comparators 3-1, 3-2, 3-3 with thresholds, in accordance with expression (10). Failure of the flight-navigation complex leads to a violation of the vector relation (3) and goes beyond the tolerance field
Figure 00000103
,
Figure 00000104
one or more functions f i ;
Figure 00000105
control in (10).

Смысл изобретения состоит в создании простого, аппаратурно-безызбыточного, полностью автономного способа контроля многопараметрического пилотажно-навигационного комплекса, который учитывает соотношение между абсолютным и относительным угловыми движениями аппарата (3). Устройство содержит простейшие операции переработки проверяемой информации - параметров Ω, λ, φ, K, ψ, ϑ, γ измеренного в комплексе относительного движения и параметров ωX, ωY, ωZ абсолютного движения аппарата, в полетном и предполетном режимах работы. Способ включает только безынерционные кинематические преобразования параметров. Он обладает широкой общностью применения для различных практических реализаций датчиков комплекса и аппаратов. Для этого выбраны типовые навигационные системы отсчета координат (фиг.1, 2) и кинематические соотношения параметров. Местоположение аппарата определено в географической системе координат, что характерно для большенства навигационных устройств и подвижных объектов. Целесообразность создания способа определяется и качественным ростом технических характеристик датчиков и широкими диапазонами изменения параметров полета современных аппаратов. Это в наибольшей степени относится к датчикам 1-1, 1-2, 1-3 абсолютных угловых скоростей, которые измеряют величину и направление вектора угловой скорости аппарата в инерциальном пространстве. Не оговаривая физический принцип их работы, можно только отметить, что порог их чувствительности должен быть меньше угловой скорости Земли и угловых скоростей

Figure 00000106
,
Figure 00000107
изменения долготы и широты аппарата [9]. При этом диапазон измерения угловой скорости должен включать максимальные значения пилотажных параметров
Figure 00000108
,
Figure 00000109
,
Figure 00000110
аппарата. Указанным принципиальным условиям отвечают множество типов современных датчиков угловых скоростей лазерного, вибрационного, волоконно-оптического, твердотельного типа [9; 10, с.182-228; 11, с.102]. Весьма широк и возможный перечень датчиков контролируемых навигационных параметров λ и φ, которые могут быть реализованы по принципу работы аэрометрической и доплеровской систем счисления пути [9, с.278-288, 305-308], астроориентатора [9, с.479], спутниковой навигационной системы [12], инерциальной навигационной системы [9, с.389-396]. В любом из указанных вариантов комплектации контролируемого комплекса результирующая надежность его аппаратных средств будет много меньше надежности проверяющего устройства - бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), где предпочтительна реализация контроля. Следовательно, вероятность обнаружения отказа именно пилотажно-навигационного комплекса, при фиксации отказа соответствующим устройством (10), имеет наибольшую достоверность [13, с.87]. При этом смысл изобретения состоит в повышении широты охвата контролем всех датчиков проверяемого комплекса, что технически осуществлено в заявляемом устройстве.The meaning of the invention is to create a simple, hardware-redundant, completely autonomous way to control a multi-parameter flight-navigation complex, which takes into account the ratio between the absolute and relative angular movements of the device (3). The device contains the simplest operations of processing verified information - parameters Ω, λ, φ, K, ψ, ϑ, γ measured in the complex of relative motion and parameters ω X , ω Y , ω Z of the absolute movement of the device, in flight and pre-flight operation modes. The method includes only inertialess kinematic parameter transformations. It has a wide generality of application for various practical implementations of complex sensors and apparatuses. For this, typical navigation systems of reference coordinates (Figs. 1, 2) and kinematic relations of the parameters were selected. The location of the device is determined in the geographical coordinate system, which is typical for most navigation devices and moving objects. The feasibility of creating a method is also determined by the qualitative growth of the technical characteristics of the sensors and the wide ranges of changes in the flight parameters of modern vehicles. This applies to the greatest extent to sensors 1-1, 1-2, 1-3 of absolute angular velocities, which measure the magnitude and direction of the angular velocity vector of the apparatus in inertial space. Without specifying the physical principle of their operation, we can only note that the threshold of their sensitivity should be less than the angular velocity of the Earth and angular velocities
Figure 00000106
,
Figure 00000107
changes in the longitude and latitude of the apparatus [9]. In this case, the measurement range of the angular velocity should include the maximum values of the flight parameters
Figure 00000108
,
Figure 00000109
,
Figure 00000110
apparatus. The indicated fundamental conditions correspond to many types of modern angular velocity sensors of the laser, vibration, fiber-optic, solid-state type [9; 10, p. 182-228; 11, p. 102]. A very wide and possible list of sensors of controlled navigation parameters λ and φ, which can be implemented according to the principle of operation of the aerometric and Doppler number systems of the track [9, p.278-288, 305-308], astroorientator [9, p.479], satellite navigation system [12], inertial navigation system [9, p. 389-396]. In any of the indicated options for assembling the controlled complex, the resulting reliability of its hardware will be much less than the reliability of the testing device - the on-board digital computer (BCM), where the implementation of control is preferable. Therefore, the probability of detecting a failure of the flight-navigation complex, when fixing the failure with the corresponding device (10), has the greatest reliability [13, p. 87]. Moreover, the meaning of the invention is to increase the breadth of control coverage of all sensors of the tested complex, which is technically implemented in the inventive device.

Устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса (фиг.3) содержит датчик 1-1 абсолютной угловой скорости по продольной оси связанной системы координат, датчик 1-2 абсолютной угловой скорости по нормальной оси связанной системы координат и датчик 1-3 абсолютной угловой скорости по поперечной оси связанной системы координат аппарата. Выход датчика 1-1 абсолютной угловой скорости по продольной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом схемы 2-1 вычитания, выход которой через компаратор 3-1 соединен с входом логической схемы 4 ИЛИ. Датчик 5 угла крена аппарата через последовательно соединенные дифференциатор 6-1 и сумматор 7-1 подключен к суммирующему входу схемы 2-1 вычитания. Выход датчика 1-2 абсолютной угловой скорости по нормальной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом схемы 2-2 вычитания, выход которой через компаратор 3-2 соединен с входом логической схемы 4 ИЛИ. Датчик 6 угла рыскания аппарата через последовательно соединенные схему 2-3 вычитания и дифференциатор 6-2 соединен с вычитающим входом схемы 2-4 вычитания. Выход датчика 1-3 абсолютной угловой скорости по поперечной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом схемы 2-5 вычитания, выход которой через компаратор 3-3 соединен с входом логической схемы 4 ИЛИ. Датчик 8 угла тангажа аппарата через дифференциатор 6-3 соединен с входом сумматора 7-2. Датчик 9 угла долготы аппарата через последовательно соединенные дифференциатор 6-4, сумматор 7-3, второй вход которого соединен с выходом датчика 10 угловой скорости Земли, соединен с первым входом преобразователя 11-1 координат. Датчик 12 угла широты аппарата через функциональные преобразователи 13-1, 13-2 и дифференциатор 6-5 соединен соответственно со вторым, третьим и четвертым входами преобразователя 11-1 координат. Датчик 14 угла курса аппарата через схему 2-3 вычитания соединен с входами функциональных преобразователей 13-3, 13-4, выходы которых соединены соответственно со вторым и третьим входами преобразователя 11-2 координат, первый вход которого соединен со вторым выходом преобразователя 11-1 координат, четвертый вход - с первым выходом преобразователя 11-1 координат, пятый вход - с третьим выходом преобразователя 11-1 координат. Датчик 8 тангажа аппарата через функциональный преобразователи 13-5, 13-6 соединен соответственно со вторым и третьим входами преобразователя 11-3 координат, первый вход которого соединен с выходом схемы 2-4 вычитания, суммирующий вход которой соединен с третьим выходом преобразователя 11-2 координат, четвертый вход преобразователя 11-3 соединен со вторым выходом преобразователя 11-2 координат, а пятый вход - с первым выходом преобразователя 11-2 координат. Датчик 5 угла крена аппарата через функциональные преобразователи 13-7, 13-8 соединен соответственно со вторым и третьим входами преобразователя 11-4 координат, первый вход которого соединен с выходом сумматора 7-2, вход которого соединен с третьим выходом преобразователя 11-3 координат, четвертый вход преобразователя 11-4 координат соединен с первым выходом преобразователя 11-3 координат, а пятый вход - со вторым выходом преобразователя 11-3 координат. Первый выход преобразователя 11-4 координат соединен с суммирующим входом схемы 2-2 вычитания, второй выход - с суммирующим входом схемы 2-5 вычитания, а выход - с входом сумматора 7-1. Выход логической схемы 4 ИЛИ является выходом устройства.A device for monitoring the flight-navigation complex (Fig. 3) contains a sensor 1-1 of absolute angular velocity along the longitudinal axis of the associated coordinate system, a sensor 1-2 of absolute angular velocity along the normal axis of the associated coordinate system and a sensor 1-3 of absolute angular velocity along the transverse axis of the associated coordinate system of the apparatus. The output of the absolute angular velocity sensor 1-1 along the longitudinal axis of the associated coordinate system is connected to the subtracting input of the subtraction circuit 2-1, the output of which through the comparator 3-1 is connected to the input of the OR logic circuit 4. The roll angle sensor 5 of the apparatus through a series-connected differentiator 6-1 and the adder 7-1 is connected to the summing input of the subtraction circuit 2-1. The output of the sensor 1-2 of the absolute angular velocity along the normal axis of the associated coordinate system is connected to the subtracting input of the subtraction circuit 2-2, the output of which through the comparator 3-2 is connected to the input of the OR logic circuit 4. The yaw angle sensor 6 of the apparatus through a series-connected subtraction circuit 2-3 and a differentiator 6-2 is connected to a subtracting input of the subtraction circuit 2-4. The output of the sensor 1-3 absolute angular velocity along the transverse axis of the associated coordinate system is connected to the subtracting input of the subtraction circuit 2-5, the output of which through the comparator 3-3 is connected to the input of the logic circuit 4 OR. The pitch angle sensor 8 of the apparatus through a differentiator 6-3 is connected to the input of the adder 7-2. The longitude angle sensor 9 of the apparatus through a series-connected differentiator 6-4, an adder 7-3, the second input of which is connected to the output of the Earth's angular velocity sensor 10, is connected to the first input of the coordinate transformer 11-1. The sensor 12 of the latitude angle of the apparatus through the functional converters 13-1, 13-2 and the differentiator 6-5 is connected respectively to the second, third and fourth inputs of the Converter 11-1 coordinates. The sensor 14 of the apparatus heading angle through a subtraction circuit 2-3 is connected to the inputs of the functional converters 13-3, 13-4, the outputs of which are connected respectively to the second and third inputs of the coordinate converter 11-2, the first input of which is connected to the second output of the converter 11-1 coordinates, the fourth input - with the first output of the transformer 11-1 coordinates, the fifth input - with the third output of the transformer 11-1 coordinates. The pitch sensor 8 of the apparatus through the functional converters 13-5, 13-6 is connected respectively to the second and third inputs of the coordinate converter 11-3, the first input of which is connected to the output of the subtraction circuit 2-4, the summing input of which is connected to the third output of the converter 11-2 coordinates, the fourth input of the transducer 11-3 is connected to the second output of the coordinate transformer 11-2, and the fifth input is connected to the first output of the coordinate transformer 11-2. The roll angle sensor 5 of the apparatus through functional converters 13-7, 13-8 is connected respectively to the second and third inputs of the coordinate converter 11-4, the first input of which is connected to the output of the adder 7-2, the input of which is connected to the third output of the coordinate converter 11-3 , the fourth input of the coordinate converter 11-4 is connected to the first output of the coordinate converter 11-3, and the fifth input is connected to the second output of the coordinate converter 11-3. The first output of the coordinate converter 11-4 is connected to the summing input of the subtraction circuit 2-2, the second output is connected to the summing input of the subtraction circuit 2-5, and the output is connected to the input of the adder 7-1. The output of the logic circuit 4 OR is the output of the device.

Преобразователь 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат (фиг.4) содержит последовательно соединенные умножитель 15-1, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат, второй вход - со вторым входом преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат, и сумматор 7-4, второй вход которого соединен с выходом умножителя 15-2, а выход - с первым выходом преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат. Последовательно соединены умножитель 15-3, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат, второй вход - с третьим входом преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат, схема 2-6 вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом умножителя 15-3, вычитающий вход - с выходом умножителя 15-4, а выход - со вторым выходом преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат. Четвертый вход преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами умножителей 15-2, 15-4, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат.The Converter 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates (figure 4) contains a series-connected multiplier 15-1, the first input of which is connected to the first input of the Converter 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates, the second input - with the second input of the transducer 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates, and the adder 7-4, the second input of which is connected to the output of the multiplier 15-2, and the output - the first output of the transducer 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates. A multiplier 15-3 is connected in series, the first input of which is connected to the first input of the coordinate converter 11-1, 11-2, 11-3, 11-4, the second input is connected to the third input of the converter 11-1, 11-2, 11-3 , 11-4 coordinates, a subtraction circuit 2-6, the summing input of which is connected to the output of the multiplier 15-3, the subtracting input - with the output of the multiplier 15-4, and the output - with the second output of the converter 11-1, 11-2, 11- 3, 11-4 coordinates. The fourth input of the transducer 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates is connected to its third output, the fifth input to the first inputs of the multipliers 15-2, 15-4, the second inputs of which are connected respectively to the third and second inputs Converter 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates.

Устройство контроля пилотажно-навигационного комплекса по п.2 формулы (фиг.3) работает следующим образом. Сигнал, пропорциональный долготе λ местоположения аппарата, с датчика 9 угла долготы через дифференциатор 6-4 поступает на вход сумматора 7-3, где он суммируется с сигналом Ω, пропорциональным угловой скорости Земли, с датчика 10 угловой скорости Земли. Выходной сигнал сумматора 7-3, пропорциональный

Figure 00000111
, поступает на первый вход преобразователя 11-1 координат, на второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно сигналы с выходов первого, второго функциональных преобразователей 13-1, 13-2 и дифференциатора 6-5, подключенных к выходу датчика 12 угла широты φ местоположения аппарата. В результате на первом, втором и третьем выходах преобразователя 11-1 координат получаются соответственно сигналы, пропорциональные
Figure 00000112
;
Figure 00000113
;
Figure 00000114
. На первый вход преобразователя 11-2 координат поступает сигнал, пропорциональный
Figure 00000115
, на второй и третий входы поступают соответственно сигналы, пропорциональные sin и cos угла ψГ гироскопического курса с выхода схемы 2-3 вычитания, на входы которой приходят сигналы датчиков 14 курса K и датчика 6 угла ψ рыскания. На четвертый и пятый входы преобразователя 11-2 координат поступают сигналы, пропорциональные
Figure 00000116
и
Figure 00000117
соответственно с первого и третьего выходов преобразователя 11-1 координат. На первом выходе преобразователя 11-2 координат получается сигнал, пропорциональный ωX0, втором выходе - пропорциональный ωZ0. Выходной сигнал с третьего выхода преобразователя 11-2 координат поступает на один вход схемы 2-4 вычитания, на другой вход которой через дифференциатор 6-2 поступает сигнал, пропорциональный -
Figure 00000118
.The control device of the flight-navigation complex according to claim 2 of the formula (figure 3) works as follows. The signal proportional to the longitude λ of the location of the apparatus, from the longitude angle sensor 9 through the differentiator 6-4, is fed to the input of the adder 7-3, where it is added to the signal Ω proportional to the angular velocity of the Earth, from the sensor 10 of the angular velocity of the Earth. The output signal of the adder 7-3, proportional
Figure 00000111
comes to the first input of the coordinate converter 11-1, the second, third and fourth inputs of which respectively receive the signals from the outputs of the first, second functional converters 13-1, 13-2 and the differentiator 6-5 connected to the output of the sensor 12 of the angle of latitude φ device locations. As a result, at the first, second, and third outputs of the coordinate transformer 11-1, signals proportional to
Figure 00000112
;
Figure 00000113
;
Figure 00000114
. A signal proportional to the first input of the coordinate converter 11-2
Figure 00000115
, to the second and third inputs, respectively, signals proportional to sin and cos of the angle ψ Г of the gyroscopic heading are received from the output of the 2-3 subtraction circuit, to the inputs of which the signals of the 14 course K sensors 14 and the yaw angle sensor 6 are received. The fourth and fifth inputs of the transducer 11-2 coordinates receive signals proportional to
Figure 00000116
and
Figure 00000117
respectively, from the first and third outputs of the transducer 11-1 coordinates. At the first output of the coordinate converter 11-2, a signal proportional to ω X0 is obtained, and the second output is proportional to ω Z0 . The output signal from the third output of the coordinate converter 11-2 is fed to one input of the subtraction circuit 2-4, to the other input of which a signal proportional to -
Figure 00000118
.

Это обеспечивает получение на ее выходе сигнала, пропорционального ωY0. Таким образом на первом и втором выходах преобразователя 11-2 координат и схемы 2-4 вычитания получаются сигналы, пропорциональные проекциям угловой скорости на оси горизонтальной земной неподвижной системы координат OXOYOZO. На первый вход преобразователя 11-3 координат поступает сигнал, пропорциональный ωY0, на второй и третий входы поступают соответственно сигналы, пропорциональные sin и cos угла ϑ тангажа с функциональных преобразователей 13-5, 13-6, на входы которых приходят сигналы датчика 8 тангажа. На четвертый и пятый входы преобразователя 11-3 координат поступают сигналы, пропорциональные ωZ0 и ωX0 соответственно со второго и первого выходов преобразователя 11-2 координат. На первом выходе преобразователя 11-3 координат получается сигнал, пропорциональный ωX1, втором выходе - пропорциональный ωY1. Выходной сигнал с третьего выхода преобразователя 11-3 координат поступает на вход сумматора 7-2, на другой вход которого через дифференциатор 6-3 поступает сигнал, пропорциональный

Figure 00000119
. Это обеспечивает получение на ее выходе сигнала, пропорционального ωZ1. Таким образом на первом и втором выходах преобразователя 11-3 координат и сумматора 7-2 получаются сигналы, пропорциональные проекциям угловой скорости на оси подвижной системы координат OX1Y1Z1. На первый вход преобразователя 11-4 координат поступает сигнал, пропорциональный ωZ1, на второй и третий входы - поступают соответственно сигналы, пропорциональные sin и cos угла γ крена с выходов соответственно функциональных преобразователей 13-7, 13-8, на входы которых приходят сигналы датчика угла γ крена. На четвертый и пятый входы преобразователя 11-4 координат поступают сигналы, пропорциональные ωX1 и ωY1 соответственно с первого и третьего выходов преобразователя 11-3 координат. На первом выходе преобразователя 11-4 координат получается сигнал, пропорциональный
Figure 00000120
, на втором выходе - пропорциональный
Figure 00000121
. Выходной сигнал с третьего выхода преобразователя 11-4 координат поступает на один вход сумматора 7-1, на другой вход которого через дифференциатор 6-1 поступает сигнал, пропорциональный
Figure 00000122
. Это обеспечивает получение на его выходе сигнала, пропорционального
Figure 00000123
. Таким образом на первом и втором выходах преобразователя 11-4 координат и сумматора 7-1 получаются сигналы, пропорциональные оценкам проекций абсолютной угловой скорости аппарата на оси связанной системы координат OXCYCZC. Схемы 2-1, 2-2, 2-5 вычитания соответственно определяют разности сигналов:
Figure 00000124
,
Figure 00000125
,
Figure 00000126
, которые в последующем поступают на компараторы 3-1, 3-2, 3-3 и далее на логическую схему ИЛИ. При различии этих сигналов более порогов
Figure 00000127
компараторов, на выходе или выходах последних появляется сигнал отказа контролируемого пилотажно-навигационного комплекса.This ensures that a signal proportional to ω Y0 is obtained at its output. Thus, at the first and second outputs of the coordinate converter 11-2 and the subtraction circuit 2-4, signals are obtained that are proportional to the projections of the angular velocity on the axis of the horizontal earthly fixed coordinate system OX O Y O Z O. A signal proportional to ω Y0 is supplied to the first input of the coordinate converter 11-3, signals proportional to sin and cos of the pitch angle с from functional converters 13-5, 13-6, to the inputs of which the signals of pitch sensor 8 come respectively, are transmitted to the second and third inputs . The fourth and fifth inputs of the coordinate converter 11-3 receive signals proportional to ω Z0 and ω X0, respectively, from the second and first outputs of the coordinate converter 11-2. At the first output of the coordinate converter 11-3, a signal is obtained proportional to ω X1 , and the second output is proportional to ω Y1 . The output signal from the third output of the coordinate converter 11-3 is fed to the input of the adder 7-2, to the other input of which a proportional signal is supplied through the differentiator 6-3
Figure 00000119
. This ensures that a signal proportional to ω Z1 is obtained at its output. Thus, the signals proportional to the projections of the angular velocity on the axis of the moving coordinate system OX 1 Y 1 Z 1 are obtained at the first and second outputs of the coordinate converter 11-3 and the adder 7-2. A signal proportional to ω Z1 is supplied to the first input of the coordinate converter 11-4, and signals proportional to sin and cos of the angle γ of the bank from the outputs of the functional converters 13-7, 13-8, respectively, are fed to the second and third inputs, the signals to which are received roll angle sensor γ. The fourth and fifth inputs of the transformer 11-4 coordinates receive signals proportional to ω X1 and ω Y1, respectively, from the first and third outputs of the transformer 11-3 coordinates. At the first output of the coordinate converter 11-4, a signal proportional
Figure 00000120
, on the second output - proportional
Figure 00000121
. The output signal from the third output of the coordinate converter 11-4 is supplied to one input of the adder 7-1, to the other input of which a proportional signal is supplied through the differentiator 6-1
Figure 00000122
. This ensures that a signal proportional to
Figure 00000123
. Thus, at the first and second outputs of the coordinate converter 11-4 and the adder 7-1, signals are obtained that are proportional to the estimates of the projections of the absolute angular velocity of the apparatus on the axis of the associated coordinate system OX C Y C Z C. Subtraction schemes 2-1, 2-2, 2-5 respectively determine the signal differences:
Figure 00000124
,
Figure 00000125
,
Figure 00000126
, which subsequently go to comparators 3-1, 3-2, 3-3 and then to the OR logic circuit. When these signals differ, there are more thresholds
Figure 00000127
comparators, at the output or outputs of the latter, a failure signal of a controlled flight and navigation system appears.

Преобразователь 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 координат по п.3 формулы (фиг.4) работает следующим образом. Поскольку преобразователь 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 реализует соотношения (11) между его входными: Х1, Х2, Х3, Х4, Х5 и выходными: Y1, Y2, Y3 сигналами, то на выходе преобразователя 11-1 координат будут сигналы, пропорциональныеThe Converter 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 coordinates according to claim 3 of the formula (figure 4) works as follows. Since the converter 11-1, 11-2, 11-3, 11-4 implements the relationship (11) between its input: X 1 , X 2 , X 3 , X 4 , X 5 and output: Y 1 , Y 2 , Y 3 signals, then the output of the transducer 11-1 coordinates will be signals proportional to

Figure 00000128
Figure 00000128

на выходе преобразователя 11-2 координат и схемы 2-4 вычитания будут сигналы, пропорциональныеat the output of the coordinate converter 11-2 and the subtraction circuit 2-4 there will be signals proportional

Figure 00000129
Figure 00000129

на выходе преобразователя 11-3 координат и сумматора 7-2 будут сигналы, пропорциональныеat the output of the coordinate converter 11-3 and the adder 7-2 there will be signals proportional

Figure 00000130
Figure 00000130

а на выходе преобразователя 11-4 координат и сумматора 7-1 будут сигналы, пропорциональныеand at the output of the coordinate converter 11-4 and adder 7-1 there will be signals proportional

Figure 00000131
Figure 00000131

Таким образом получаются оценки абсолютной угловой скорости аппарата, сравниваемые с измеренными значениями датчиков 1-1, 1-2, 1-3 абсолютных угловых скоростей.Thus, estimates of the absolute angular velocity of the apparatus are obtained, compared with the measured values of the sensors 1-1, 1-2, 1-3 absolute angular velocities.

Практическая реализация способа и устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса аппарата возможна на аналоговой и цифровой схемотехнической базе [14-16]. Контролируемый комплекс, в котором определяются параметры долготы λ, широты φ, курса K, рыскания ψ, тангажа ϑ, крена γ, проекции абсолютной угловой скорости на продольную ось ωX, проекции абсолютной угловой скорости на нормальную ось ωY, проекции абсолютной угловой скорости на поперечную ось ωZ аппарата может быть построен с высокой степенью интеграции измерителей на базе инерциальных систем типа ИКВ-802, ИКВ-72, И-11, И-21, ИКВ-1, И-42, СБКВ, ЛИНС-2000, БИНС-85 и др., ИБД-42, ДУС-500, ДУС-700, ДУСв-5, ИИБ, ГЛ-2 и др. Возможен также контроль и комплексов с низкой степенью интеграции измерителей, состоящих например из спутниковой навигационной системы (СНС) типа 1К-161, А-737, СН-3301 или астроориентатора (АО) типа БЦ-63, курсовой системы (КС) типа МКС-1, КС-8, Ц-050, Гребень, построителя вертикали (ПВ) типа МГВ-4, МГВ-1, АГБ-98, АГР-29, блока датчиков угловых скоростей типа КИНД05, ПИКВ05, Гранат-1, ГВК-10 и др. [16], установленных на самолетах, космических аппаратах, кораблях и других подвижных, маневренных объектах. При этом предпочтительная реализация устройства контроля возможна программными средствами на БЦВМ 80-30301, БЦВМ 80-40ХХХ, БЦВМ 90-50ХХХ, БЦВМ 90-60ХХХ и др. [16].The practical implementation of the method and device for monitoring the flight-navigation complex of the device is possible on an analog and digital circuitry base [14-16]. A controlled complex in which the parameters are determined for longitude λ, latitude φ, course K, yaw ψ, pitch ϑ, roll γ, projection of the absolute angular velocity on the longitudinal axis ω X , projection of the absolute angular velocity on the normal axis ω Y , projection of the absolute angular velocity on the transverse axis ω Z of the apparatus can be built with a high degree of integration of meters based on inertial systems such as IKV-802, IKV-72, I-11, I-21, IKV-1, I-42, SBKV, LINS-2000, BINS- 85 and others, IBD-42, DUS-500, DUS-700, DUSv-5, IIB, GL-2, etc. It is also possible to control complexes with a low level the lack of integration of meters, for example, consisting of a satellite navigation system (SNA) of type 1K-161, A-737, CH-3301 or an astro-orientator (AO) of type BTs-63, a course system (CS) of type MKS-1, KS-8, Ts -050, Comb, vertical builder (MF) of the type MGV-4, MGV-1, AGB-98, AGR-29, a block of angular velocity sensors such as KIND05, PIKV05, Grenade-1, GVK-10, etc. [16], installed on airplanes, spacecraft, ships and other mobile, maneuverable objects. In this case, the preferred implementation of the control device is possible by software on the BTsVM 80-30301, BTsVM 80-40XXX, BTsVM 90-50XXX, BTsVM 90-60XXX, etc. [16].

Таким образом, в соответствии с полным учетом пространственного движения аппарата при получении выражения (10), для заявляемого способа и устройства контроля отсутствуют погрешности (1) прототипа. Устройство контролирует широту и долготу аппарата при его произвольном пространственном движении. Оно обладает наибольшей информационной производительностью I=3,992 бит/с. Достоверность контроля пилотажно-навигационного комплекса высокой степени интеграции измерителей на ИКВ-802, ИБД-42 и БЦВМ 80-30301 составляет РД.ИКВ-802=0,977451 на 2 часа полета, то есть время достоверного контроля ТД.ИКВ-802=87,7 час. Это много больше рассматриваемого среднего времени полета t=2 час. В отличии от варианта избыточного контроля с мажоритарными блоками, когда время достоверного контроля только ТД1=3,8 час, здесь при минимальном весе, габаритах, энергопотреблении, стоимости аппаратных средств комплекса время его достоверного обнаружения отказа в 23 раза больше. В предполетном состоянии устройство осуществляет самоконтроль исправности за счет измерения угловой скорости вращения Земли. Достоверность контроля пилотажно-навигационного комплекса на бесплатформенной И-42, ИБД-42 и БЦВМ 80-30301 составляет РД.И-42=0,926615, ТД.И-42=26,2 час, что также указывает на эффективность предлагаемого устройства. Стоимость пилотажно-навигационного комплекса с инерциальными навигационными системами для легкого, маневренного и беспилотного аппарата сравнительно велика, поэтому представляется важным дать оценку эффективности предлагаемого устройства и для варианта комплекса с низкой степенью интеграции. Достоверность контроля комплекса, содержащего СНС 1К-161 (λ,φ), курсовую систему МКС-1 (К,ψ), построитель вертикали МГВ-4 (ϑ,γ), блок датчиков угловых скоростей ИБД-42 (ωX, ωY, ωZ) составляет РД.ПНК=0,99505, ТД.ПНК=403 часа. Это значение много больше среднего времени полета t=2 час и среднего времени наработки на отказ проверяемого комплекса ТПНК=90,6 час. С учетом малой массы GПНК=8,05 кг, габаритов VПНК=8699 см3, энергопотребления ЭПНК=44 Вт, это указывает на высокую эффективность системы и ее встроенного контроля.Thus, in accordance with the full consideration of the spatial movement of the apparatus upon receipt of the expression (10), for the proposed method and control device there are no errors (1) of the prototype. The device controls the latitude and longitude of the device during its arbitrary spatial movement. It has the highest information performance I = 3,992 bit / s. The control reliability of the flight and navigation complex with a high degree of integration of meters on IKV-802, IBD-42 and BTsVM 80-30301 is P D.IKV-802 = 0.977451 for 2 hours of flight, that is, the time of reliable control is T D.IKV-802 = 87.7 hours This is much more than the average flight time considered t = 2 hours. In contrast to the option of redundant control with majority blocks, when the time of reliable control is only T D1 = 3.8 hours, here with minimal weight, dimensions, power consumption, and cost of the hardware of the complex, the time of its reliable detection of failure is 23 times longer. In the pre-flight state, the device carries out self-monitoring of serviceability by measuring the angular velocity of the Earth's rotation. The reliability of the control of the flight-navigation complex on the strapdown I-42, IBD-42 and BTsVM 80-30301 is P D.I-42 = 0.926615, T D.I-42 = 26.2 hours, which also indicates the effectiveness of the proposed devices. The cost of the flight-navigation complex with inertial navigation systems for a light, maneuverable and unmanned vehicle is relatively high, so it seems important to evaluate the effectiveness of the proposed device for a variant of the complex with a low degree of integration. Reliability of control of a complex containing SNA 1K-161 (λ, φ), course system MKS-1 (K, ψ), vertical builder MGV-4 (ϑ, γ), block of angular velocity sensors IBD-42 (ω X , ω Y , ω Z ) is P D.PNA = 0.99505, T D.PNA = 403 hours. This value is much greater than the average flight time t = 2 hours and the average time between failures of the tested complex T PNK = 90.6 hours. Given the small weight G PNA = 8.05 kg, dimensions V PNA = 8699 cm 3 , power consumption of E PNA = 44 W, this indicates the high efficiency of the system and its built-in control.

Таким образом, приведенные сведения доказывают, что при осуществлении заявленного изобретения выполняются следующие условия:Thus, the above information proves that when implementing the claimed invention, the following conditions are met:

- средство, воплощающее устройство-изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в авиационной и космической технике и, в частности, для комплексного контроля пилотажно-навигационных комплексов беспилотных, пассажирских и транспортных самолетов. Оно может использоваться для определения исправности самолета в полете и на стадии его предполетной проверки;- a tool embodying the device of the invention in its implementation, is intended for use in aviation and space technology and, in particular, for the integrated control of flight and navigation systems of unmanned, passenger and transport aircraft. It can be used to determine the health of the aircraft in flight and at the stage of its pre-flight check;

- для заявленного изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных или других известных до даты подачи заявки средств;- for the claimed invention in the form described in the independent claim, the possibility of its implementation using the described or other means known prior to the filing date of the application has been confirmed;

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить получение указанного технического результата.- a tool embodying the claimed invention in its implementation, is able to provide the specified technical result.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".Therefore, the claimed invention meets the condition of patentability "industrial applicability".

Источники информацииInformation sources

1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. 506 с.1. Bodner V.A. Control systems for aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1973.506 p.

2. Вульфов А. Широкофюзеляжные "ИЛЫ" // Авиация и космонавтика, №1, 2, 2002.2. Vulfov A. Wide-body "ILS" // Aviation and Cosmonautics, No. 1, 2, 2002.

3. Сейдж Э.П., Уайт Ч.С. Оптимальное управление системами. - М.: Радио и связь, 1982. 392 с.3. Sage EP, White C.S. Optimal system management. - M .: Radio and communications, 1982. 392 p.

4. Дмитриев С.П., Колесов Н.В., Осипов А.В. Информационная надежность, контроль и диагностика навигационных систем. - СПб.: ГНЦ РФ-ЦНИИ Электроприбор, 2003. 207 с.4. Dmitriev S.P., Kolesov N.V., Osipov A.V. Information reliability, control and diagnostics of navigation systems. - SPb .: SSC RF-Central Research Institute of Electrical Appliance, 2003.207 p.

5. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979. 352 с.5. Byushgens G.S., Studnev R.V. Aerodynamics of the aircraft: Dynamics of longitudinal and lateral movement. - M.: Mechanical Engineering, 1979. 352 p.

6. Нейрокомпьютеры в космической технике / Под ред. В.В.Ефимова. Кн.17. - М.: Радиотехника, 2004. 302 с.6. Neurocomputers in space technology / Ed. V.V.Efimova. Prince 17. - M .: Radio engineering, 2004.302 p.

7. Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972. 352 с.7. Belogorodsky S.L. Automation of aircraft landing control. - M .: Transport, 1972.352 s.

8. Березкин Е.Н. Курс теоретической механики. - М.: Изд.МГУ, 1974. 646 с.8. Berezkin E.N. The course of theoretical mechanics. - M.: Publishing House of Moscow State University, 1974.646 p.

9. Селезнев В.П. Навигационные устройства. - М.: Машиностроение, 1974, 600 с.9. Seleznev V.P. Navigation devices. - M.: Mechanical Engineering, 1974, 600 p.

10. Анучин О.Н., Емельянцев Г.И. Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов / Под ред. В.Г.Пешехонова. - СПб.: ГНЦ РФ-ЦНИИ "Электроприбор", 2003. 390 с.10. Anuchin O.N., Emelyantsev G.I. Integrated Orientation and Navigation Systems for Marine Moving Objects / Ed. V.G. Peshekhonova. - SPb .: SSC RF-Central Research Institute "Elektropribor", 2003.390 s.

11. Дэвид Линч. Взгляд компании "Нортроп Грумман" на развитие навигационных технологий // Гироскопия и навигация. 2008. №3. С.102-106.11. David Lynch. View of the company Northrop Grumman on the development of navigation technology // Gyroscopy and navigation. 2008. No3. S.102-106.

12. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС/ Под ред. В.Н.Харисова, А.И.Перова, В.А.Болдина. - М.: ИПРЖР, 1998. 400 с.12. Global satellite radio navigation system GLONASS / Ed. V.N.Kharisova, A.I. Perov, V.A.Boldin. - M .: IPRZhR, 1998.400 s.

13. Голинкевич Т.А. Оценка надежности радиоэлектронной аппаратуры. - М.: Советское радио, 1969. 176 с.13. Golinkevich T.A. Reliability assessment of electronic equipment. - M.: Soviet Radio, 1969.176 p.

14. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы: Справочное пособие / С.В.Якубовский, Н.А.Барканов, Л.И.Ниссельсон и др. / Под ред. С.В.Якубовского. - М.: Радио и связь, 1984 г., с.432.14. Analog and digital integrated circuits: Reference manual / S.V. Yakubovsky, N.A. Barkanov, L.I. Nisselson et al. / Ed. S.V.Yakubovsky. - M.: Radio and Communications, 1984, p. 432.

15. Смолов В.Б. Функциональные преобразователи информации. - Л.: Энергоиздат, 1981. с.248.15. Smolov V.B. Functional information converters. - L .: Energoizdat, 1981.p.248.

16. Авионика России. Энциклопедический справочник. / Под ред. С.Д.Бодрунова. - СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей, 1999, 780 с.16. Avionics of Russia. Encyclopedic reference book. / Ed. S.D.Bodrunova. - SPb .: National Association of Aircraft Instrument Builders, 1999, 780 p.

Claims (3)

1. Способ контроля пилотажно-навигационного комплекса, основанный на измерении величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата, величины угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата, отличающийся тем, что одновременно измеряют направления угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата, величины и направления угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса аппарата, определяют сумму величин и направлений угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса, рыскания, тангажа, крена аппарата, а затем полученную величину и направление суммы сравнивают с величиной и направлением абсолютной угловой скорости аппарата.1. The control method of the flight-navigation complex, based on measuring the magnitude and direction of the absolute angular velocity of the apparatus, the magnitude of the angular velocities of the roll, pitch, yaw of the apparatus, characterized in that they simultaneously measure the direction of the angular velocities of the roll, pitch, yaw of the apparatus, magnitude and direction of the angular Earth speeds, longitude, latitude, apparatus heading, determine the sum of the values and directions of the angular velocities of the Earth, longitude, latitude, heading, yaw, pitch, roll of the apparatus, and then the obtained value and the direction of the sum is compared with the magnitude and direction of the absolute angular velocity of the apparatus. 2. Устройство контроля пилотажно-навигационного комплекса, содержащее датчик абсолютной угловой скорости аппарата по продольной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом первой схемы вычитания, выход которой через первый компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла крена аппарата, выход которого соединен с первым дифференциатором, датчик абсолютной угловой скорости аппарата по нормальной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом второй схемы вычитания, выход которой через второй компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла рыскания аппарата, второй дифференциатор, датчик абсолютной угловой скорости аппарата по поперечной оси связанной системы координат выход которого соединен с вычитающим входом третьей схемы вычитания, выход которой через третий компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла тангажа аппарата, выход которого соединен с третьим дифференциатором, отличающееся тем, что в него введены первый, второй, третий, четвертый преобразователи координат, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой функциональные преобразователи, первый, второй, третий сумматоры, четвертая, пятая схемы вычитания, причем первый вход первого преобразователя координат соединен с выходом первого сумматора, входы которого соединены с выходом датчика угловой скорости Земли пилотажно-навигационного комплекса и выходом четвертого дифференциатора, соединенного с выходом датчика долготы пилотажно-навигационного комплекса, второй и третий входы первого преобразователя координат соединены соответственно с выходами первого и второго функциональных преобразователей, входы которых, как и вход пятого дифференциатора, выход которого соединен с четвертым входом первого преобразователя координат, подключены к выходу датчика широты пилотажно-навигационного комплекса, первый вход второго преобразователя координат соединен со вторым выходом первого преобразователя координат, а второй и третий входы - соответственно с выходами третьего и четвертого функциональных преобразователей, входы которых соединены с выходом четвертой схемы вычитания, входы которой подключены к выходам датчиков курса и рыскания пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы второго преобразователя координат соединены соответственно с первым и третьим выходами первого преобразователя координат, первый вход третьего преобразователя координат соединен с выходом пятой схемы вычитания, первый вычитающий вход которой, через второй дифференциатор, соединен с выходом четвертой схемы вычитания, а второй вход - с третьим выходом второго преобразователя координат, второй и третий входы - соответственно с выходами пятого и шестого функциональных преобразователей, входы которых, как и вход третьего дифференциатора, соединены с выходом датчика тангажа пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы третьего преобразователя координат соединены соответственно со вторым и первым выходами второго преобразователя координат, первый вход четвертого преобразователя координат соединен с выходом второго сумматора, один вход которого соединен с выходом третьего дифференциатора, а другой - с третьим выходом третьего преобразователя координат, второй и третий входы - соответственно с выходами седьмого и восьмого функциональных преобразователей, входы которых соединены с выходом датчика крена пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы четвертого преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым выходами третьего преобразователя координат, первый выход четвертого преобразователя координат соединен с суммирующим входом второй схемы вычитания, второй выход четвертого преобразователя координат соединен с суммирующим входом третьей схемы вычитания, третий выход четвертого преобразователя координат соединен с третьим сумматором, второй вход которого соединен с выходом первого дифференциатора, а выход - с суммирующим входом первой схемы вычитания.2. A control device for the flight-navigation complex, containing a sensor for the absolute angular velocity of the device along the longitudinal axis of the associated coordinate system, the output of which is connected to the subtracting input of the first subtraction circuit, the output of which through the first comparator is connected to the input of the OR logic circuit, the roll angle sensor of the device, the output which is connected to the first differentiator, the absolute velocity sensor of the apparatus along the normal axis of the associated coordinate system, the output of which is connected to the subtracting input of the second subtraction circuit the output of which through the second comparator is connected to the input of the OR logic circuit, the yaw angle sensor, the second differentiator, the absolute angular velocity sensor of the apparatus along the transverse axis of the associated coordinate system, the output of which is connected to the subtracting input of the third subtraction circuit, the output of which through the third comparator is connected to logic OR input, pitch angle sensor of the apparatus, the output of which is connected to the third differentiator, characterized in that the first, second, third, fourth transforms are introduced into it spruce coordinates, first, second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth functional converters, first, second, third adders, fourth, fifth subtraction schemes, the first input of the first coordinate converter connected to the output of the first adder, the inputs of which are connected to the output of the angular velocity sensor of the Earth of the flight-navigation complex and the output of the fourth differentiator connected to the output of the longitude sensor of the flight-navigation complex, the second and third inputs of the first transducer coordinate nat are connected respectively to the outputs of the first and second functional converters, the inputs of which, like the input of the fifth differentiator, the output of which is connected to the fourth input of the first coordinate converter, are connected to the output of the latitude sensor of the flight-navigation complex, the first input of the second coordinate converter is connected to the second output of the first coordinate converter, and the second and third inputs respectively with the outputs of the third and fourth functional converters, the inputs of which are connected to the output ohm of the fourth subtraction circuit, the inputs of which are connected to the outputs of the heading and yaw sensors of the flight-navigation complex, the fourth and fifth inputs of the second coordinate transformer are connected respectively to the first and third outputs of the first coordinate transformer, the first input of the third coordinate transformer is connected to the output of the fifth subtraction circuit, the first the subtractive input of which, through the second differentiator, is connected to the output of the fourth subtraction circuit, and the second input is connected to the third output of the second coordinate transformer, the second and third inputs, respectively, with the outputs of the fifth and sixth functional transducers, the inputs of which, like the input of the third differentiator, are connected to the output of the flight sensor of the flight-navigation complex, the fourth and fifth inputs of the third coordinate transducer are connected respectively to the second and first outputs of the second coordinate transformer , the first input of the fourth coordinate converter is connected to the output of the second adder, one input of which is connected to the output of the third differentiator, and the other to the third output of the coordinate transformer, the second and third inputs, respectively, with the outputs of the seventh and eighth functional transducers, the inputs of which are connected to the output of the roll sensor of the flight-navigation complex, the fourth and fifth inputs of the fourth coordinate transducer are connected respectively to the first and second outputs of the third coordinate transformer, the first output of the fourth coordinate converter is connected to the summing input of the second subtraction circuit, the second output of the fourth coordinate converter the dynamite is connected to the summing input of the third subtraction circuit, the third output of the fourth coordinate converter is connected to the third adder, the second input of which is connected to the output of the first differentiator, and the output to the summing input of the first subtraction circuit. 3. Устройство контроля пилотажно-навигационного комплекса по п.2, отличающееся тем, что преобразователь координат содержит последовательно соединенные первый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - со вторым входом преобразователя координат, и четвертый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные третий умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - с третьим входом преобразователя координат, шестая схема вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом третьего умножителя, вычитающий вход - с выходом четвертого умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, четвертый вход преобразователя координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами второго и четвертого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат. 3. The control device for the flight-navigation complex according to claim 2, characterized in that the coordinate transformer comprises a first multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the coordinate transformer, the second input to the second input of the coordinate transducer, and the fourth adder, the second input which is connected to the output of the second multiplier, and the output to the first output of the coordinate transformer, a third multiplier connected in series, the first input of which is connected to the first input of the transformer coordinate generator, the second input is with the third input of the coordinate converter, the sixth subtraction circuit, the summing input of which is connected to the output of the third multiplier, the subtractive input is with the output of the fourth multiplier, and the output is with the second output of the coordinate converter, the fourth input of the coordinate converter is connected to its third output, the fifth input - with the first inputs of the second and fourth multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the third and second inputs of the coordinate transformer.
RU2010127423/08A 2010-07-02 2010-07-02 Method and apparatus for controlling pilot-navigation system RU2440595C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010127423/08A RU2440595C1 (en) 2010-07-02 2010-07-02 Method and apparatus for controlling pilot-navigation system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010127423/08A RU2440595C1 (en) 2010-07-02 2010-07-02 Method and apparatus for controlling pilot-navigation system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2440595C1 true RU2440595C1 (en) 2012-01-20

Family

ID=45785773

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010127423/08A RU2440595C1 (en) 2010-07-02 2010-07-02 Method and apparatus for controlling pilot-navigation system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2440595C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2561252C1 (en) * 2014-02-07 2015-08-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" Selective navigation system
RU2568392C2 (en) * 2013-12-16 2015-11-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Device for control over system redundant with majority elements
RU2658538C2 (en) * 2016-05-04 2018-06-21 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) Method of control of the pilotage-navigation complex and device for its implementation
RU2664128C1 (en) * 2017-07-03 2018-08-15 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" Method of control of sensors of the mobile object orientation system and the device for its implementation
RU2780645C1 (en) * 2021-10-08 2022-09-28 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method for monitoring the operability of the navigation equipment of the aircraft consumer

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
БЕЛОГОРОДСКИЙ С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972, с.270-271. *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2568392C2 (en) * 2013-12-16 2015-11-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Device for control over system redundant with majority elements
RU2561252C1 (en) * 2014-02-07 2015-08-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" Selective navigation system
RU2658538C2 (en) * 2016-05-04 2018-06-21 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) Method of control of the pilotage-navigation complex and device for its implementation
RU2664128C1 (en) * 2017-07-03 2018-08-15 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" Method of control of sensors of the mobile object orientation system and the device for its implementation
RU2780645C1 (en) * 2021-10-08 2022-09-28 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method for monitoring the operability of the navigation equipment of the aircraft consumer

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104406605B (en) Airborne many navigation sources integrated navigation analogue systems
Ahn et al. Fast alignment using rotation vector and adaptive Kalman filter
Hajiyev et al. State estimation and control for low-cost unmanned aerial vehicles
RU2314553C1 (en) System for estimation of onboard radar accuracy characteristics
CN104655152A (en) Onboard distributed type POS real-time transmission alignment method based on federal filtering
Rhudy et al. Fusion of GPS and redundant IMU data for attitude estimation
CN102679985A (en) Spacecraft constellation decentralized autonomous navigation method using inter-satellite tracking
US9377306B2 (en) Device and method for prediction on the ground of characteristics of the position of an aircraft along a path
Gebre-Egziabher et al. MAV attitude determination by vector matching
Rhudy et al. Sensitivity analysis of extended and unscented Kalman filters for attitude estimation
US20140229136A1 (en) Method And Apparatus For Spacecraft Gyroscope Scale Factor Calibration
RU2440595C1 (en) Method and apparatus for controlling pilot-navigation system
RU2502050C1 (en) Method and device of control of inertial navigation system
Patel et al. Multi-IMU based alternate navigation frameworks: Performance & comparison for UAS
Zorina et al. Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications
RU2658538C2 (en) Method of control of the pilotage-navigation complex and device for its implementation
Chang et al. Hybrid Kalman and unscented Kalman filters for INS/GPS integrated system considering constant lever arm effect
RU2461040C1 (en) Device for comprehensive control of sensors of mobile object
RU2713582C1 (en) Method for optimal estimation of errors of an inertial navigation system and its correction on a fixed ground landmark with known geographical coordinates
RU2493578C1 (en) Device for monitoring vehicle control system sensors
RU2664128C1 (en) Method of control of sensors of the mobile object orientation system and the device for its implementation
RU2546076C1 (en) Complex control device of inertial system
Vasconcelos et al. Inertial navigation system aided by GPS and selective frequency contents of vector measurements
RU2536365C1 (en) Apparatus for monitoring inertial navigation system
RU2264598C1 (en) Method for deterination of coordinates of flight vehicle