Способ экспериментального определения точностных характеристик высокоточных систем сопровождения авиационных и космических объектов и устройство для его осуществления

Способ экспериментального определения точностных характеристик высокоточных систем сопровождения авиационных и космических объектов и устройство для его осуществления

Реферат

 

Изобретение относится к области разработки и исследований систем сопровождения авиационных и космических объектов и может быть использовано для определения их точностных характеристик (математических ожиданий (МО), дисперсий, корреляционных функций (КФ) ошибок определения составляющих вектора дальности - дальности D^в, углов азимута ^в_y и места ^в_z, и векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта). Целью изобретения является обеспечение возможности получения не только МО, дисперсий, но и КФ ошибок определения и не только составляющих вектора дальности , но и векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта исследуемой системы сопровождения, а также получение их в реальном масштабе времени. Способ определения точностных характеристик основан на сравнении величин D^в, , измеряемых системой сопровождения с эталонными D^э, , и дальнейшего применения к получаемым ошибкам операций определения их МО, дисперсий и КФ. Устройство содержит широко известные высокоточные гироинерциальные системы, вычислительные машины, сумматоры, датчики угловых скоростей, каналы связей, при применении которых по новому назначению в указанной определенной конфигурации системных связей они позволяют автоматически в реальном масштабе времени получать указанные выше точностные характеристики. 2 с. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области разработки и исследований систем сопровождения авиационных и космических объектов, и может быть использовано для экспериментального определения их точностных характеристик (математических ожиданий, дисперсий, корреляционных функций ошибок определения составляющих вектора дальности дальности D, углов азимута _y и места _z и векторов относительной скорости и относительного ускорения наблюдаемого авиационного или космического объекта).

Широко известны способы экспериментального определения точностных характеристик систем сопровождения авиационных и космических объектов, заключающиеся в использовании фазовых пеленгаторов, работа которых основана на эффекте разности фаз радиоволн, излучаемых бортовым передатчиком авиационного или космического объекта и принимаемых антеннами наземной станции [1] Наиболее близким к изобретению является способ экспериментального определения точностных характеристик систем сопровождения авиационных и космических объектов, устанавливаемых на измерительную платформу (наземную, морского, авиационного или космического корабля), заключающийся в сравнении текущих координат движения наблюдаемого авиационного или космического объекта (дальности D, углов азимута _y и места _z) измеренных исследуемой системой сопровождения и этих же координат -D^т, ^т_y, ^т_z получаемых по измерениям кинотелескопа, устанавливаемого на измерительную платформу соосно с исследуемой системой сопровождения и используемого как эталонное средство измерений: где D ошибка определения дальности до наблюдаемого объекта исследуемой системы сопровождения; _y, _z ошибки определения углов азимута и места наблюдаемого объекта исследуемой системы сопровождения.

После применения к получаемым ошибкам D, _y, _z операций определения их математических ожиданий M[D], M[_y], M[_z] и дисперсий D[D], D[_y], D[_z] получают математические ожидания и дисперсии ошибок определения составляющих вектора дальности наблюдаемого объекта исследуемой системы сопровождения [1] Известный способ и устройство обладают следующими недостатками: 1. Точностные характеристики систем сопровождения авиационных и космических объектов получают только по анализу ошибок определения составляющих вектора дальности (дальности D углов азимута _y и места _z наблюдаемого объекта [1] 2. В качестве характеристик точности систем сопровождения авиационных и космических объектов используют только математические ожидания и дисперсии ошибок определения составляющих вектора дальности наблюдаемого объекта [1] 3. Точностные характеристики систем сопровождения авиационных и космических объектов по определению векторов относительной скорости и относительного ускорения наблюдаемого объекта не получают, так как кинотелескоп, используемый в качестве эталонного средства измерений может лишь измерять дальность D^т, и углы азимута ^т_y и места ^т_z наблюдаемого объекта [1] 4. Точность технологии обработки результатов измерений кинотелескопа (ручного дешифрирования фотопленки) уступает точности современных высокоточных систем сопровождения, например оптико-электронного типа, поэтому кинотелескоп не может быть использован в качестве эталонного средства измерений по отношению к указанным системам сопровождения авиационных и космических объектов [2] [3] 5. Точностные характеристики систем сопровождения авиационных и космических объектов в реальном масштабе времени (т.е. в процессе выполнения эксперимента) не получают. Это связано с технологией обработки результатов измерений кинотелескопа необходимость проявки отснятых кадров фотопленки кинотелескопа и дальнейшей их ручной дишифрации в стационарных условиях на земле [2] Целью изобретения является обеспечение возможности получения не только математических ожиданий, дисперсий, но и корреляционных функций ошибок определения и не только составляющих вектора дальности (дальности D, углов азимута _y и места _z но и векторов относительной скорости и относительного ускорения наблюдаемого авиационного или космического объекта исследуемой высокоточной системой сопровождения авиационных и космических объектов, автоматизации процесса получения указанных точностных характеристик высокоточной системы сопровождения в ходе выполнения эксперимента, то есть в реальном масштабе времени.

Указанная цель достигается тем, что в ходе эксперимента по определению точностных характеристик высокоточной системы сопровождения авиационных и космических объектов, например оптико-электронного типа, устанавливаемой на измерительную платформу (наземную, морского, авиационного или космического корабля), в качестве эталонов для определения составляющих вектора дальности наблюдаемого авиационного или космического объекта, используют интегралы известных дифференциальных уравнений кинематических связей измерительной платформы и наблюдаемого авиационного или космического объекта [4] и показания высокоточных гироинерциальных систем [5] размещаемых на измерительной платформе и на наблюдаемом объекте: где уравнения 4, 5, 6 дифференциальные уравнения кинематических связей измерительной платформы и наблюдаемого объекта; производная дальности до наблюдаемого объекта (скорость сближения); W_цx, W_цy, W_цz составляющие путевой скорости наблюдаемого объекта, измеренные, установленной на нем гироинерциальной системой; W_ix, W_iy, W_z составляющие путевой скорости измерительной платформы, измеренные установленной на ней гироинерциальной системой; производные углов азимута и места наблюдаемого авиационного или космического объекта; _1x, _1y, _1z составляющие абсолютной угловой скорости измерительной платформы с исследуемой высокоточной системой сопровождения, измеренные, например, гироскопическими датчиками угловых скоростей (ДУС) [1] Указанная цель достигается также тем, что при выполнении эксперимента по определению точностных характеристик высокоточных систем сопровождения авиационных и космических объектов в качестве эталонных средств измерений для определения эталонных значений векторов относительных скорости и ускорения используют высокоточные гироинерциальные системы, устанавливаемые на измерительную платформу и на наблюдаемый авиационный или космический объект и позволяющие с высокой точностью определить их путевые скорости и ускорения.

Далее будем иллюстрировать заявляемое изобретение на примере высокоточной системы сопровождения авиационных объектов, когда в качестве измерительной платформы, на которой устанавливают исследуемую высокоточную систему сопровождения авиационных объектов, ДУС и гироинерциальную систему, используют летательный аппарат. При этом будет рассматривать наиболее общий вариант, когда с целью повышения надежности определения точностных характеристик исследуемой высокоточной системы сопровождения авиационных объектов, в ходе эксперимента точностные характеристики получают одновременно в реальном масштабе времени на земле, на наблюдаемом авиационном объекте и на летательном аппарате с исследуемой системой сопровождения. В ходе эксперимента по определению точностных характеристик высокоточной системы сопровождения авиационных объектов все измерения, выполняемые на борту летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения и на борту наблюдаемого авиационного объекта (также летательного аппарата) осуществляют в системе единого времени. Для этого используют службу единого времени, например, типа "Секунда-1" [1] размещаемую на земле, синхронизирующие импульсы единого времени которой передают на наблюдаемый авиационный объект и на летательный аппарат с исследуемой высокоточной системой сопровождения авиационных объектов. На земле перед полетом при выставке гироинерциальных систем выполняют операцию согласования ориентации стабилизированных систем координат обоих летательных аппаратов [5] После этого по известному размеру базы крыльев наблюдаемого объекта (летательного аппарата) путем поворота ручки "База" внешнебазового оптического дальномера известной прицельной системы, типа АСП-5, размещаемой на летательном аппарате с исследуемой системой сопровождения, устанавливают размер его дальномерного кольца и вводят фиксированную дальность, например равную ста метрам, при которой в процессе эксперимента наблюдаемый объект находится в центре перекрестия дальномерного кольца, а его база крыльев точно "вписывается" в дальномерное кольцо [6] На фиг. 1 показано дальномерное кольцо 1, когда база крыльев наблюдаемого объекта 2 точно вписывается в него. Размер дальномерного кольца d определяется углом _к рассчитываемым по известной формуле [6] где D_ф фиксированная дальность; Б известный размер базы крыльев наблюдаемого объекта.

На фиг. 2 пояснен принцип определения размера d дальномерного кольца. На фиг. 2 показаны база крыльев наблюдаемого объекта 1, оптическая линза дальномера 2, дальномерное кольцо 3.

Затем в воздухе для определения и исключения регулярных составляющих ошибок согласования стабилизированных систем координат, наблюдаемый авиационный объект выводится в режим горизонтального прямолинейного равномерного полета. Летательный аппарат с исследуемой высокоточной системой сопровождения авиационных объектов должен занять место точно вслед за наблюдаемым авиационным объектом и лететь также прямолинейно и горизонтально. С помощью внешне-базового оптического дальномера существующей прицельной системы, например типа АСП-5, при введенных "База" наблюдаемого объекта и фиксированной дальности, например ста метров, добиваются такого сближения и ориентации летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения, при котором наблюдаемый объект находится в центре перекрестия дальномерного кольца, а базовый размер крыльев наблюдаемого объекта точно "вписывается" в дальномерное кольцо. Тем самым обеспечивается выполнение начальных условий для интегрирования дифференциальных уравнений (4), (5), (6), так как начальное значение дальности до наблюдаемого объекта будет равно фиксированной, например ста метрам. Начальными значениями углов азимута и места будет их равенство нулевым значениям (вследствие прямолинейности и горизонтальности полета наблюдаемого объекта и летательного аппарата с исследуемой высокоточной системой сопровождения).

Далее наблюдаемый авиационный объект выполняет ряд заранее оговариваемых до начала эксперимента маневров ("змейка", "вираж" и другие) для исследования их влияния на точность работы исследуемой системы сопровождения. В ходе выполнения эксперимента по определению точностных характеристик высокоточной системы сопровождения объектов в системе единого времени непрерывно измеряют: 1. На борту наблюдаемого авиационного (или космического) объекта: а.) гироинерциальной системой (ГИС): _ц, _ц, _ц курс, крен, тангаж; W_цx, W_цy, W_цz составляющие вектора путевой скорости полета; a_цx, a_цy, a_цz составляющие вектора ускорения полета.

2. На борту летательного аппарата с исследуемой высокоточной системой сопровождения объектов: а) гироинерциальной системой (ГИС): ₁, ₁, ₁ курс, крен, тангаж; W_ix, W_iy, W_iz составляющие вектора путевой скорости полета; a_ix, a_iy, a_iz составляющие вектора ускорения полета.

б) блоком датчиков угловых скоростей (БДУС): _1x, _1y, _1z составляющие абсолютной угловой скорости летательного аппарата.

в) исследуемой высокоточной системой сопровождения, например оптико-электронного типа: D^в, ^в_y, ^в_z дальность, углы азимута и места линии визирования наблюдаемого объекта; значение вектора относительной скорости наблюдаемого объекта; значение вектора относительного ускорения наблюдаемого объекта.

Использование оптического внешнебазового дальномера обеспечивает получение в ходе эксперимента начальных значений дальности D^н, углов азимута ^н_y и места ^н_z необходимых для интегрирования уравнений (4), (5), (6) и получения эталонных значений составляющих вектора дальности (дальности D^э, углов азимута ^э_y и места ^э_z ), и передаваемых: по известному внешнему каналу связи (например радиоканалу [7]) в модуль определения точностных характеристик исследуемой высокоточной системы сопровождения, расположенный на земле, и в модуль определения точностных характеристик указанной системы сопровождения, расположенный на наблюдаемом объекте; по известному бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения [8] в модуль определения точностных характеристик высокоточной системы сопровождения, расположенный на указанном летательном аппарате.

В ходе эксперимента по определению точностных характеристик высокоточной системы сопровождения авиационных объектов, значения составляющих векторов путевой скорости W_цx, W_цy, W_цz, и абсолютного ускорения a_цx, a_цy, a_цz, измеряемые ГИС наблюдаемого объекта непрерывно передаются: по внешним каналам связи [8] в модуль определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения, расположенный на земле и в модуль определения точностных характеристик указанной системы сопровождения, который располагается на борту летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения; по бортовому каналу связи наблюдаемого объекта [8] в модуль определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения, расположенный на борту наблюдаемого объекта. Значения составляющих векторов путевой скорости W_1x, W_1y, W_1z и абсолютного ускорения a_1x, a_1y, a_1z, измеряемые ГИС, а также значения составляющих абсолютной угловой скорости _1x, _1y, _1z измеряемые блоком датчиков угловых скоростей (БДУС), установленных на летательном аппарате с исследуемой системой сопровождения непрерывно в ходе эксперимента передаются: по внешним каналам связи [7] в модуль определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения, расположенный на земле и в модуль определения точностных характеристик указанной системы сопровождения, который располагается на борту наблюдаемого объекта; по бортовому каналу связи [8] летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения в модуль определения точностных характеристик указанной системы сопровождения, расположенный на борту летательного аппарата с указанной системой сопровождения.

Параметры движения наблюдаемого объекта, измеряемые исследуемой высокоточной системой сопровождения, например оптико-электронного типа непрерывно в ходе эксперимента передаются: по внешним каналам связи [7] в модуль определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения, расположенный на земле и в модуль определения точностных характеристик указанной системы сопровождения, который располагается на борту наблюдаемого объекта; по бортовому каналу связи [8] летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения в модуль определения точностных характеристик указанной системы сопровождения, расположенный на борту летательного аппарата с указанной системой сопровождения.

В процессе эксперимента одновременно в модулях определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения, расположенных на земле, на борту наблюдаемого объекта, на борту летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения, определение в реальном масштабе времени математических ожиданий, дисперсий, корреляционных функций ошибок определения составляющих вектора дальности (дальности D, углов азимута _y и места _z и векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта исследуемой высокоточной системы сопровождения выполняется по известным формульным зависимостям [4] 1. Эталонные значения составляющих вектора дальности (D^э, ^э_y, ^э_z ) наблюдаемого объекта для высокоточной системы сопровождения, например оптико -электронного типа (ОЭС), определяют в результате интегрирования дифференциальных уравнений 4, 5, 6.

2. Ошибки исследуемой системы сопровождения по измерению составляющих вектора дальности наблюдаемого объекта определяют как: где D^в, ^в_y, ^в_z ошибки измерения соответственно дальности, углов азимута и места наблюдаемого объекта исследуемой высокоточной сопровождения; D^в, ^в_y, ^в_z длительность, углы азимута и места, измеренные высокоточной системой сопровождения.

3. Эталонные значения векторов относительных скоростей и ускорения наблюдаемого объекта для исследуемой высокоточной системы сопровождения определяют как: где значения векторов путевой скорости и ускорения наблюдаемого объекта, измеренные установленной на нем гироинерциальной системой (ГИС); значения векторов путевой скорости и ускорения летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения, измеренные его ГИС.

4. Ошибки определения векторов относительных скоростей и ускорения наблюдаемого объекта исследуемой системы сопровождения получают как: где значения векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта, измеренные исследуемой системой сопровождения.

5. Математические ожидания, дисперсии, корреляционные функции ошибок определения векторов относительной скорости и ускорения, и ошибок определения составляющих вектора дальности дальности, углов азимута и места наблюдаемого объекта исследуемой системой сопровождения получают как: где математические ожидания ошибок определения соответственно дальности, углов азимута и места, векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта исследуемой высокоточной системы сопровождения; дисперсии ошибок определения соответственно дальности, углов азимута и места, векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта исследуемой высокоточной системы сопровождения; корреляционные функции ошибок определения соответственно дальности, углов азимута и места, векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта исследуемой высокочастотной системы сопровождения; n количество обрабатываемых измерений.

Современный уровень развития науки и техники позволяет реализовать предлагаемый способ определения точностных характеристик высокоточной системы сопровождения путем: 1. Применения уже имеющихся аппаратных средств и каналов связи между ними в одном устройстве по новому назначению: ГИС, БДУС, прицельной системы, бортовых цифровых вычислительных машин, сумматоров, устанавливаемых на летательных аппаратах; цифровой вычислительной машины, службы единого времени, сумматоров, размещаемых на земле; 2. Организации взаимосвязи работы указанных средств в одном устройстве при которой, они, выполняя основные свои функции, позволяют получать требуемые характеристики точности исследуемой системы сопровождения в реальном масштабе времени.

Устройство, позволяющее реализовать предлагаемый способ определения точностных характеристик высокоточной системы сопровождения объектов, схемно представлено на фиг. 3. Устройство состоит из ГИС 4, БДУС 5, прицельной системы 6, например типа АСП-5, внешнебазового оптического дальномера 7, входящего в состав прицельной системы 6, размещаемых на летательном аппарате с исследуемой высокоточной системой сопровождения авиационных объектов 8; ГИС 9, размещаемой на наблюдаемом объекте; службы единого времени 10, размещаемой на земле; сумматоров 11, 12, 13, 14, бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) 15, например типа "Орбита 20" [9] с известным алгоритмом определения точностных характеристик [4] (выражения (15) (17)), входящих в состав модуля 1 определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения 8, расположенного на борту летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения; сумматоров 16, 17, 18, 19, бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) 20, например типа "Орбита 20" [9] с известным алгоритмом определения точностных характеристик [4] (выражения (15) (17)), входящих в состав модуля 2 определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения 8, расположенного на борту наблюдаемого объекта; сумматоров 21, 22, 23, 24, цифровой вычислительной машины (ЦВМ) 25, например, типа 1ВМ РС 486 [10] с известным алгоритмом определения точностных характеристик [4] (выражения (15 17)), входящих в состав модуля 3 определения точностных характеристик исследуемой системы сопровождения 8, расположенного на земле.

В состав заявляемого устройства входят также известные бортовые каналы связи [8] наблюдаемого объекта, летательного аппарата с используемой системой сопровождения, известные внешние каналы связи [7] (например, каналы радиосвязи), известные наземные каналы связи [8] Для пояснения фиг. 3 на фиг. 4 показаны внешние каналы связи 1, бортовые наземные каналы связи 2, бортовые каналы связи 3 летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения, бортовые каналы связи 4 наблюдаемого объекта.

Сумматоры 11, 12, 13, 14, 16, 17, 18, 19, 21, 22, 23, 24 могут быть выполнены на микросхемах типа 112 ТМ1.

Устройство работает следующим образом. С выхода 1 службы единого времени 10 синхронизирующие импульсы единого времени поступают по внешнему каналу связи на вход 1 ГИС 4, на вход 1 высокоточной системы сопровождения 8, на вход 1 ВДУС 5, на вход 1 ГИС 9, на вход 1 прицельной системы 6 и обеспечивают тем самым выполняемые ими измерения в системе единого времени. Параметры W_1x, W_1y, W_1z, измеряемые ГИС 4 поступают: с ее выхода 1 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 1 сумматора 11; с ее выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 16 и на вход 2 сумматора 22.

Значения векторов определяемые по данным ГИС 4, передают: с ее выхода 1 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 1 сумматора 13; с ее выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 18 и на вход 2 сумматора 21.

Величины _1x, _1y, _1z измеряемые БДУС 5, передают: с его выхода 1 по бортовому каналу связи летательного аппарата и исследуемой системой сопровождения на вход 1 сумматора 11; с его выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 16 и на вход 2 сумматора 22.

Определяемые внешнебазовым дальномером 7 начальные значения дальности D^н, углов азимута ^н_y и места ^н_z наблюдаемого объекта, необходимые для получения эталонных значений дальности D^э, углов азимута ^э_y и места ^э_z передают: с его выхода 1 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 1 сумматора 11; с его выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 16 и на вход 2 сумматора 22.

Параметры D^в, ^в_y, ^в_z измеряемые исследуемой высокоточной системой сопровождения 8 передают: с ее выхода 1 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 2 сумматора 12; с ее выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 17 и на вход 2 сумматора 24.

Значения векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта, изменяемые исследуемой высокоточной системой сопровождения передают: с ее выхода 1 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 2 сумматора 14; с ее выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 19 и на вход 2 сумматора 23.

Параметры W_цx, W_цy, W_цz, измеряемые ГИС 9 поступают: с ее выхода 1 по бортовому каналу связи наблюдаемого объекта на вход 1 сумматора 16; с ее выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 11 и на вход 1 сумматора 22.

Значения векторов определяемые по данным ГИС 9, передают: с ее выхода 1 по бортовому каналу связи наблюдаемого объекта на вход 1 сумматора 18; с ее выхода 2 по внешнему каналу связи на вход 2 сумматора 13 и на вход 1 сумматора 21.

Эталонные значения составляющих вектора дальности (дальности D^э, углов азимута ^э_y и места ^э_z ) наблюдаемого объекта поступают: с выхода 1 сумматора 11 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 1 сумматора 12; с выхода сумматора 16 по бортовому каналу связи наблюдаемого объекта на вход 1 сумматора 17; с выхода 1 сумматора 22 по наземному каналу связи на вход сумматора 24.

Эталонные значения векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта поступают: с выхода 1 сумматора 13 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 1 сумматора 14; с выхода 1 сумматора 18 по бортовому каналу связи наблюдаемого объекта на вход 1 сумматора 19; с выхода 1 сумматора 21 по наземному каналу связи на вход 1 сумматора 23.

Значения ошибок составляющих вектора дальности наблюдаемого объекта исследуемой высокоточной системы сопровождения передаются: с выхода 1 сумматора 12 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 2 БЦВМ 15; с выхода 1 сумматора 17 по бортовому каналу связи наблюдаемого объекта на вход 2 БЦВМ 20; с выхода 1 сумматора 24 по наземному каналу связи на вход 2 ЦВМ 25.

Значения ошибок векторов относительных скорости и ускорения наблюдаемого объекта исследуемой высокоточной системы сопровождения передаются: с выхода 1 сумматора 14 по бортовому каналу связи летательного аппарата с исследуемой системой сопровождения на вход 1 БЦВМ 15; с выхода 1 сумматора 19 по бортовому каналу связи наблюдаемого объекта на вход 1 БЦВМ 20; с выхода 1 сумматора 23 по наземному каналу связи на вход 1 ЦВМ 25.

В БЦВМ 15, БЦВМ 20, ЦВМ 25 по значениям величин D^в, ^в_y, ^в_z и значениям векторов поступающим в каждую из них, по известному алгоритму определения точностных характеристик [4] (выражения (15) 17)), определяются в реальном масштабе времени (т.е. в ходе эксперимента) точностные характеристики исследуемой высокоточной системы сопровождения - Сравнение заявляемого технического решения на способ и устройство определения точностных характеристик высокоточных систем сопровождения авиационных и космических объектов с прототипом позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений на способ определения точностных характеристик высокоточных систем сопровождения объектов в данной области техники признаки, отличающие заявляемый способ, не были выявлены и потому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "существенные отличия".

Сравнение заявляемого технического решения на устройство позволяющее реализовать предлагаемый способ определения точностных характеристик высокоточных систем сопровождения авиационных и космических объектов с другими техническими решениями показывает, что гироинерциальные системы, бортовые цифровые вычислительные машины, наземные вычислительные машины, внешние и бортовые каналы связи, прицельные системы, сумматоры, блоки датчиков угловых скоростей широко известны [5] [6] [7] [8] [9] [10] Однако при применении их в одном устройстве в описанной взаимосвязи по новому назначению они проявляют новые свойства, что позволяет впервые получить точностные характеристики высокоточных систем сопровождения по векторам относительной скорости и относительного ускорения наблюдаемого объекта, а именно математические ожидания, дисперсии, корреляционные функции ошибок определения векторов исследуемой высокоточной системы сопровождения, а также получить не только математические ожидания и дисперсии, но и корреляционные функции ошибок определения составляющих вектора дальности (дальности D^b, углов азимута ^в_y и места ^в_z ) наблюдаемого объекта исследуемой высокоточной системы сопровождения. Это позволяет сделать вывод о соответствии технического решения на заявляемое устройство критерию "существенные отличия". Кроме того, при изучении других технических решений в области исследования точностных характеристик систем сопровождения авиационных и космических, объектов признаки, отличающие заявляемое устройство, позволяющее реализовать предлагаемый способ определения точностных характеристик систем сопровождения, не были выявлены и потому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "существенные отличия".

Предлагаемый способ и устройство определения точностных характеристик высокоточных систем сопровождения авиационных и космических объектов может быть реализован, например в ходе экспериментальных летных исследований указанных систем сопровождения.

Для этого имеется необходимая материально-техническая база, так как современные летательные аппараты оснащены гироинерциальными системами, например типа LTN-5 [5] позволяющими с высокой точностью определять значения векторов их ускорений и путевых скоростей. В качестве службы единого времени может быть использована аппаратура типа "Секунда-1" [1] а в качестве прицельной системы прицельное устройство, например типа АСП-5 с внешнебазовым дальномером [6] Сумматоры, используемые в заявляемом устройстве могут быть выполнены, например, на микросхемах типа 112ТМ1. Внешний канал связи представляет собой известный канал радиосвязи [7] Бортовые наземные