Комплекс бортовых траекторных измерений

Комплекс бортовых траекторных измерений

Реферат

 

Изобретение относится к области авиационной техники может быть использовано для исследования характеристик летательных аппаратов на всех участках полета. Цель изобретения - повышение точности определения параметров пространственного положения летательного аппарата. Комплекс содержит спутниковую и инерциальную навигационные системы, устройство сопряжения, пульт управления и индикации, бортовую вычислительную систему анализа и обработки информации, блок приведения данных к единому высокоточному времени и вычислитель действительных координат траектории летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к аппаратуре для проведения летных испытаний (ЛИ) летательных аппаратов (ЛА) и их бортового оборудования (БО) и предназначается для исследования характеристик ЛА на всех участках полета.

Известны оптические, радиотехнические, фотограмметрические методы [1] для определения траектории полета и пространственной ориентации ЛА, с применением которых в процессе ЛИ оцениваются характеристики ЛА, бортового оборудования по количественным действительным значениям параметров движения ЛА и измеряемых систем. Оптические и радиотехнические методы, использующие кинотеодолитные станции (КТС), лазерно-дальномерные системы слежения "Опал", "Янтарь", а также радиолокационные станции (РЛС), самолетные отражатели и радиоответчики, предполагают измерение дальности Д, азимута А, угла места, высоты, скорости для определения координат центра масс (X, Y, Z), составляющих скорости (V_x, V_y, V_z) и других параметров ЛА. Наземные средства внешне-траекторных измерений (ВТИ), оборудованные стационарными средствами траекторных измерений на основе КТС и оптико-электронных лазерно-дальномерных систем применяются при оценке взлетно-посадочных характеристик ЛА и характеристик пилотажно- навигационного оборудования (ПНО).

Однако необходимость в наземных станциях ВТИ, требующих специального их размещения и обслуживания ограничивает сферу практического использования КТС. Кроме того, методы ВТИ обладают рядом недостатков: - ограниченная зона видимости ( 50км) и измерения значений параметров; - зависимость от метеоусловий и выбора трасс; - необходимость иметь на трассе наземные РЛС наведения (типа "Кама"); - отсутствие стационарных станций КТС и лазерно-дальномерных систем при испытании ЛА в различных ожидаемых условиях эксплуатации (жара, холод, высокогорье) при облете различных аэродромов для сертификации самолета; - длительность последующей обработки.

Радиотехнические системы (РТС) на основе радиотехнической системы ближней навигации (РСБН) позволяют определять параметры дальности Д и азимута А на удалении 50-350 км и на основе радиотехнической системы дальней навигации (РСДН) - географические координаты. Однако данные системы позволяют определять ограниченный состав параметров и обладают недостаточной точностью (РЛС "Кама" и фазометрическая система типа "Висла" имеют точность до нескольких десятков метров в зависимости от удаления ЛА).

Фотограмметрические методы (ФГМ) [1] автономны и применяются для определения пилотажно-навигационных параметров в основном при выполнении маршрутных полетов. Метод базируется на получении на борту ЛА фотоснимков с помощью измерительной фотограмметрической аппаратуры со специальной наземной послеполетной обработкой. Сущность определения параметров пространственного положения ЛА заключается в определении параметров траектории по фотоснимку и в пересчете их в параметры ЛА. Основными недостатками ФГМ являются: - необходимость установки аэрофотоаппарата; - ограниченность района действия; - зависимость от погодных условий; - необходимость применения большого количества карт; - трудоемкость обработки.

Известен комплекс стандартного пилотажно-навигационного оборудования для самолетов Ту-204 и Ил-96 (КСПНО) [2], взятый за прототип, бортовые траекторные измерения которого выполнены на основе вычислительной системы самолетовождения ВСС-85, включающий: - БЦВМ; - пульт управления и индикации; - систему воздушных сигналов (СВС); - бесплатформенную инерциальную навигационную систему (БИНС); - радионавигационные системы ближней и дальней навигации; - спутниковую навигационную систему (СНС); - системы посадки; - дальномер и измеритель магнитного курса; - радиовысотомер.

Комплекс позволяет получить навигационные характеристики (курс, угол сноса, путевую скорость, инерциальным высоту и вертикальную скорость, крен и тангаж, угловые скорости и ускорения), высотно- скоростные параметры и угол атаки, взлетно-посадочные характеристики. Аппаратура ближней навигации обеспечивает получение непрерывной позиционной информации для коррекции счисленных координат самолета. Недостатками системы являются: - малая точность измерения определяемых параметров пространственного положения ЛА в глобальной координатной сетке в различных системах отсчета координат при проведении ЛИ. Такая точность приемлема только для самолетовождения серийных самолетов, но не для оценивания траекторных параметров в интересах ЛИ; - отсутствие оперативного анализа летного эксперимента на борту ЛА инженером-экспериментатором в реальном масштабе времени; длительность последующей обработки; - большие временные затраты при выборе испытательных трасс в процессе проведения ЛИ ЛА. Такие затраты являются следствием отсутствия полного аэронавигационного банка данных, содержащего параметры испытательных трасс, полных сведений о радиомаяках, аэродромах и другой информации для обеспечения испытательных полетов.

В основу изобретения поставлена задача создания автономного бортового комплекса траекторных измерений, который обеспечил бы непрерывное получение действительных координат ЛА в реальном масштабе времени на всех режимах полета от взлета до посадки для определения всех необходимых характеристик ЛА и ПНО с высокой точностью, достаточной для их идентификации и использования для сертификации ЛА, независимо от географических условий применения, погодных условий, без использования наземных внешне-траекторных измерений.

Кроме того, комплекс должен обеспечить повышение производительности, снижение материальных затрат при определении характеристик ЛА в процессе ЛИ. Более того, комплекс должен обеспечить его использование на самолетах различных типов, оперативный контроль за процессом определения характеристик на борту ЛА.

Поставленная задача достигается тем, что в оборудование комплекса бортовых траекторных измерений (КБТИ), содержащего приемники и датчики информации, включающие спутниковую навигационную систему (СНС), инерциальную навигационную систему (ИНС), бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС), связанную своими входами с датчиками и приемниками информации, пульты управления и индикации, введены блок приведения данных к единому высокоточному времени (БПДЕВВ) и вычислитель определения действительных координат траектории ЛА и погрешностей систем (ВДКТПС), подсоединенные своим выходом соответственно к устройству сопряжения информации (УСИ) и БЦВС, при этом БПДЕВВ своим входом с вязан с выходом СНС, а ВДКТПС своими входами связан с УСИ, связи приемников и датчиков информации блока приведения данных к единому высокоточному времени (БПДЕВВ) с БЦВС и связи ВДКТПС с СНС и ИНС, РСБН, РСДН и другими осуществлены с помощью устройства сопряжения информации (УСИ), выполненного в виде контроллера, построенного по принципу асинхронного обмена информацией "программируемое расписание", связь блока определения действительных координат и погрешностей систем ВДКТПС с БЦВС выполнена через переключатель, связанный с пультом управления, что позволяет получить действительные значения координат с высокой точностью. В конкретных случаях применения на борту ЛА комплекс дополняется радиотехнической системой ближней и дальней навигации (РСБН и РСДН), доплеровской измерительной системой скорости и угла сноса (ДИСС), системой посадки с дальномером и измерителем магнитного курса, системой приборной посадки, радиовысотомером (РВ), системой воздушных сигналов (СВС), базой данных и блоком управления. БЦВС выполнена в виде автономных вычислителей навигационных параметров СНС - ИНС, параметров ближней и дальней навигации, декартовых координат, захода на посадку, высотно- скоростных параметров, взлетно-посадочных характеристик, параметров самолетовождения, при этом вычислители навигационных параметров СНС- ИНС, параметров ближней и дальней навигации, захода на посадку, высотно-скоростных параметров своими первыми входами связаны с выходами устройства сопряжения информации (УСИ), а каждый из вычислителей своим выходом подсоединен к блоку управления, вычислитель декартовых координат своим первым входом связан с базой данных, а выходом - с вторыми входами вычислителей захода на посадку, высотно- скоростных параметров, взлетно-посадочных характеристик, переключатель выполнен в виде логического блока с фиксированными приоритетами, первый, второй, третий и четвертый входы которого соединены соответственно с выходами ВДКТПС, вычислителей навигационных параметров СНС-ИНС и параметров ближней и дальней навигации и блока управления, а выход переключателя соединен с вторым входом вычислителя параметров ближней и дальней навигации, с вторым входом вычислителя декартовых координат, третьими входами вычислителей захода на посадку, высотно-скоростных параметров, вторым входом вычислителя взлетно-посадочных характеристик и входом вычислителя параметров самолетовождения, что позволяет определять действительные значения координат траекторных параметров различными способами: ИНС- СНС, ИНС-РСБН, ИНС-РСДН с соответствующей комплексной обработкой информации.

Такое выполнение комплекса позволяет повысить точность измерения определяемых действительных параметров пространственного положения ЛА в глобальной координатной сетке с точностью 2-5м (против 150-200 м - точность КСПНО). Кроме того, дает возможность проводить оперативный анализ летного эксперимента на борту ЛА инженером-экспериментатором и тем самым сократить длительность последующей обработки результатов ЛИ. Кроме того, наличие банка данных, содержащих параметры испытательных трасс, сведения о радиомаяках и другая информация позволяют уменьшить временные затраты при подготовке и выполнении испытательных полетов. В целом, выполнение КБТИ дает возможность в сжатые сроки проводить сертификацию современных и перспективных ЛА и пилотажно-навигационного оборудования без применения внешне-траекторных измерений во всех ожидаемых условиях эксплуатации ЛА.

На фиг. 1 - представлена блок-схема КБТИ; на фиг.2 - блок-схема фильтра Калмана и на фиг.3,4,5 -системы координат' - соответственно геодезическая, геоцентрическая (топоцентрическая), ортодромическая.

В бортовой комплекс траекторных измерений (см. фиг.1) входит: 1 - спутниковая навигационная система (СНС); 2 - бортовая часть СНС; 3 - инерциальная навигационная система (ИНС); 4 - радиотехническая система дальней навигации (РСДН); 5 - радиотехническая система ближней навигации (РСБН); 6 - система посадки с использованием дальномера и указателя магнитного курса (VOR/DME); 7 - система приборной посадки; 8 - доплеровская измерительная система скорости и угла сноса (ДИСС); 9 - радиовысотомер (РВ); 10 - система воздушных сигналов (СВС); 11 - блок приведения данных к единому высокоточному времени (БПДЕВВ); 12 - устройство сопряжения информации (УСИ); 13 - вычислитель определения действительных координат траектории ЛА и погрешностей систем (ВДКТПС); 14 - переключатель; 15 - бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС); 16 - вычислитель навигационных параметров СНС-ИНС; 17 - вычислитель параметров ближней и дальней навигации (РСБН-РСДН); 18 - вычислитель декартовых координат; 19 - база данных (БД); 20 - вычислитель параметров захода на посадку (ВЗП); 21 - вычислитель высотно-скоростных параметров (ВСП); 22 - вычислитель взлетно-посадочных характеристик (ВПХ); 23 - вычислитель параметров самолетовождения; 24 - пульт управления; 25 - блок управления; 26 - формирователь изображений; 27 - дисплей; 28 - система бортовых измерений; 29 - система документирования; 30 - дополнительные приемники и датчики информации, включаемые конкретных случаях.

Выход бортовой СНС 2 соединен с блоком приведения данных к единому высокоточному времени 11 и через УСИ 12 с входами вычислителя действительных координат траектории и погрешностей системы ВДКТПС 13 и вычислителем параметров СНС-ИНС 16, а их выходы соединены с первыми и вторыми выходами переключателя 14 и блоком управления 25, первым входом вычислителя декартовых координат 18, первым входом вычислителя взлетно-посадочных характеристик 22, первым входом вычислителя параметров захода на посадку 20, входом вычислителя параметров самолетовождения 23, первым входом вычислителя высотно-скоростных параметров 21, входящих в состав БЦВС-15. Вход вычислителя параметров систем РСБН-РСДН 17 соединен через УСИ 12 соответственно с РСБН 5, РСДН 4 и радиоприемником VOR/DME системы посадки 6, а выход вычислителя 17 связан с блоком управления 25, второй вход вычислителя декартовых координат 18 связан с базой данных 19, а выход его - с вторым входом вычислителя взлетно-посадочных характеристик 22 и блоком управления 25, вторым входом вычислителя высотно-скоростных параметров 21, вторым входом вычислителя захода на посадку 20, третий вход его связан через УСИ 12 с системой приборной посадки (например, ILS) и системой посадки VOR/DME 6, а выходы вычислителя параметров захода на посадку 20 и вычислителя взлетно-посадочных характеристик 22, вычислителя самолетовождения 23, вычислителя высотно-скоростных параметров 21 связаны соответственно с блоком управления 25, а третий вход вычислителя высотно-скоростных параметров 21 через УСИ 12 связан с ДИСС 8, РВ 9, СВС 10, выход блока приведения данных к единому высокоточному времени (БПДЕВВ) 11 связан с УСИ 12, а выход блока управления 25 связан с четвертым входом переключателя 14, с системой бортовых измерений 28, с системой документации 29, с формирователем изображений 26, выход которого связан с дисплеем 27, входящим в состав пульта управления 24.

КБТИ строится на основе методов комплексной обработки информации от прецизионной инерциальной, спутниковой, радиотехнических систем и систем высотно-скоростных параметров, поступающих в бортовую цифровую вычислительную систему БЦВС-15, объединяющую бортовые вычислители. Взаимодействие БЦВС-15 с датчиками и потребителями обеспечивается по каналам последовательного кода и каналам межмашинного обмена.

БЦВС-15 решает задачи приема информации от датчиков, обработки и анализа информации, формирования выходных данных, в них реализованы также сервисные программы обеспечения режимов работ оператора. Для этого используется комплексная обработка информации (КОИ) в вычислителе ДКТПС-13, результатом которой являются высокоточные действительные значения параметров движения ЛА. Действительные значения параметров используются для вычисления погрешностей систем. Если X значение одного из параметров какой-либо оцениваемой характеристики ЛА, а X_{действ.} - действительное полученное значение соответствующего параметра, то погрешность данной системы или характеристики ЛА определяется по формуле Повышение точности формирования действительных значений пилотажно-навигационных параметров достигается использованием оптимальной КОИ с реализацией фильтра Калмана. Алгоритм КОИ с использованием избыточной информации данных систем СНС 2, РСДН 4, РСБН 5 обеспечивает оценку и компенсацию в процессе обработки погрешностей ИНС-3 Компенсация в сигналах ИНС-3 погрешностей параметров с помощью КОИ позволяет формировать высокоточные действительные значения навигационных и пилотажных параметров.

В процессе комплексной обработки информации в вычислителе 13 с помощью фильтра Калмана (19 порядка) оцениваются следующие погрешности инерциальных систем: , - погрешности определения координат; V_N,V_E - погрешности определения составляющих скорости; - погрешности определения вертикали и азимутального угла; - компенсации постоянных составляющих гироскопов; - погрешности измерения угловых скоростей ЛА бесплатформенных ИНС (для БИНС); - дрейфы гироскопов, пропорциональные ускорениям (ИНС); - погрешности акселерометров, пропорциональные действующим ускорениям.

Для оценки погрешностей вертикального канала ИНС-3 используется фильтр Калмана 4 порядка, формирующий оценки следующих погрешностей: H - - погрешность определения высоты; V_z - - погрешность определения вертикальной скорости; g_zo - погрешность компенсации ускорения силы тяжести; m_zo - погрешность масштабного коэффициента вертикального акселерометра.

Действительные значения параметров формируются путем исключения из сигналов ИНС 3 соответствующих оценок погрешностей: Работа КБТИ в режиме КОИ дает возможность получения высокоточных действительных значений навигационно-пилотажных параметров на протяжении всего полета. Так информация БИНС 3 используется как основная, в качестве избыточной информации используются данные СНС 2.

Модель погрешностей СНС 2 представляется в виде дискретного случайного процесса типа белого шума с известной дисперсией. Алгоритм калмановской фильтрации обеспечивает наилучшие линейные оценки вектора состояния системы X_к в момент времени t_k, когда X_к определяется из уравнения состояния: X_к+1 = Ф_к+1,кX_к+g_k (3) и вектор измерения Z_к представляется в виде Z_к = H_xX_к + rk (4) Здесь g_k, r_k - независимые шумы с нулевыми средними значениями и матрицей ковариаций; COV[g_k] = Q_k; COV[r_k] = R_k (5) Ф_к+1,к - фундаментальная матрица, H_к - матрица измерения.

Алгоритм состоит из двух этапов и имеет следующий вид: - оценка вектора состояния между измерениями дается уравнением Х_к/к-1 = Ф_к,к-1Х_к-1/к-1 (6) - оценка при измерении где Х_к(к-1), Х_к/к - априорная и апостериорная оценки вектора состояния Х на к-м шаге; Р_к/к-1, Р_к/к - априорная и апостериорная ковариационные матрицы на к-м шаге.

К_к - весовая матрица, фиг.2.

Для преодоления численных трудностей, связанных с возможной потерей свойств симметрии и положительной определенности ковариационной матрицы и повышения точности оценок используется метод фильтрации с квадратичным представлением ковариационной матрицы - метод квадратного корня из матрицы, основанный на представлении ковариационной матрицы P в виде P = S.S, где S - верхне- или нижнетреугольная квадратная матрица [3].

Для обеспечения данной обработки с целью исключения влияния переходных процессов в фильтре Калмана на точность оценок погрешностей ИНС-3 на начальном участке полета используются алгоритмы сглаживания оценок, позволяющие получать равноточные погрешности ИНС-3 от взлета до посадки ЛА.

Вычислитель 16 определяет действительные значения траекторных параметров по информации СНС-2 и ИНС-3. Значения широты _Д, долготы _Д и высоты H_д определяются с помощью следующих соотношений: H_д = h_снс + V_н(t-t_снс).

где _снс,_снс,h_снс - координаты ЛА, выдаваемые СНС-2 в момент времени t_снс, V_N, V_E, V_н - составляющие вектора скорости, взятые из выходных параметров ИНС-3; r_N, r_E - радиусы кривизны земного эллипсоида; t - текущее время. Значения остальных выходных параметров полагаются равными соответствующим значениям параметров, полученных от СНС-2.

Вычислитель 18 определения декартовых координат и скорости позволяет производить преобразование: - геодезических координат B - широта, L - долгота, H - высота для ЛА в декартовые координаты X, Y, Z; - северную V_N восточную V_E и вертикальную V_y составляющие скорости ЛА в проекции скорости в декартовой системе координат V_x, V_y, V_z.

Координаты точки M, вознесенной над эллипсоидом на высоту H = MM, будут равны: где - разность между астрономической и геодезической широтой и вычисляется по формуле: a - большая полуось эллипсоида Земли; e - эксцентриситет эллипса.

Используемые системы координат: - правая прямоугольная геоцентрическая система координат O, фиг. 4.

- декартовая система координат OXYZ, начало координат в точке B_oL_oH_o, ось OY совпадает с направлением вертикали, A_o - угол между осью OX и направлением на север.

Проекции вектора местоположения ЛА относительно фиксированной точки аэродрома (аэродром посадки) и вектора скорости V для ЛА в геоцентрической системе координат определяются: где ,, - координаты ЛА в геоцентрической системе координат.

a - большая полуось эллипсоида; - эксцентриситет эллипсоида.

Составляющие скорости определяются: Проекции векторов в декартовой системе координат OXYZ определяются - матрица направляющих косинусов осей одного трехгранника относительно другого.

a₁₁=-sinB_ocosL_ocosA_o-sinL_o sinA_o a₁₂=-sinB_osinL_ocosA_o+cosL_o sinA_o a₁₃=cosB_ocosA_o; a₂₁=cosB_ocosL_o; (16) a₂₂=cosB_osinL_o a₂₃=sinB_o; a₃₁=sinB_ocosL_osinA_o-sinL_ocosA_o a₃₃=sinB_osinL_osinA_o+cosL_ocosA_o; a₃₅=-cosB_osinA_o Вычислитель декартовых координат соединено БД-19, где находятся данные (координаты) облетаемых ЛА аэродромов. Находятся прямоугольные топоцентрические координаты ЛА: Проекции составляющих геоцентрических координат относительно начала топоцентрической системы: Прямоугольные геоцентрические координаты ЛА и начала прямоугольной топоцентрической системы координат В вычислителе параметров 17 ближней и дальней навигации РСБН-РСДН координаты _Д,_Д , H_д пересчитываются в декартовой системе координат X, Y, Z по формулам (9) в геодезической системе по формулам: где (X₁, Y₁, Z₁) и (X₂, Y₂, Z₂) - прямоугольные координаты точек 1 (ВПП) и 2(РСБН); работа РСБН в пределах прямой видимости В вычислителе 22 взлетно-посадочных характеристик ЛА используется правая декартовая земная система координат, начало которой связано с ближним торцом ВПП фиг. 4. Ось OX_g направлена вдоль оси ВПП в направление взлета или посадки, ось OY_g вертикальна плоскости местной горизонтали, а ось OZ_g образует правую тройку.

Земная скорость ЛА определяется согласно формуле: Путевая скорость определяется как Угол наклона траектории вычисляется по формуле Путевой угол вычисляется по формуле: Траекторный угол скольжения вычисляется: _тр= _п-_впп+ (26) Определяется дистанция взлета L_взл = X_т - X_о, (27) где X_т - координата точки окончания взлета; X_т - соответствует моменту прохождения высоты H = 10,7м; X_о - координата точки старта, X_o - соответствует моменту, когда продольное ускорение ЛА принимает значение n_x 0,05 e.n. Дистанция прерванного взлета определяется: L_{прер.взл} = X_ост - X_о, (28) где X_ост - координата точки окончания взлета; X_о - координата точки старта; Дистанция посадки определяется: L_пос = X - X_о, (29) где X - координата ЛА в момент прохождения им высоты H=15 м.

X_о - координата ЛА в момент его полной остановки, когда h_x меняет знак h_x = 0,05e.n.

Отклонение ЛА от глиссады определяется H_гл= Y_Д-(X_Д-X_гN)tg_гл (30) где X_гм - продольная координата глиссадного маяка; _гл - угол наклона глиссады.

Просадка (потеря высоты) в процессе вывода ЛА из режима снижения при уходе на второй круг вычисляется H_yx= H-H_yx, (31) где H - высота принятия решения об уходе на второй круг; H_yx - минимальная высота над поверхностью ВПП в процессе ухода на второй круг, H_yx = min (У_д).

Поверхности ограничений препятствий описываются соотношениями: Н_{огр.взл}=К_в.X_во Н_{огр.пос}=К_п.Х_по Z_ог=K_z.X_бок., (32) где К_п, X_по; К_в, Х_во; K_z, Z_про - соответственно градиенты наклона и координаты пересечения поверхности ограничения препятствий с поверхностью земли при посадке, взлете и боковой поверхностью ограничения(1/р, м).

Высота пролета над поверхностью ограничений препятствий определяется: В вычислителе 21 высотно-скоростных параметров реализован скоростной метод определения аэродинамических поправок (давления) по скорости ЛА V_a, на основе информации от ИНС о путевой скорости, проекциях путевой скорости на координатные оси X, Z, путевом угле и о текущих значений воздушной и приборной скорости от СВС-10. Кроме того, дополнительно необходимы значения барометрической высоты H_бар, температуры T наружного воздуха, угол атаки (местный или истинный), углы крена и тангажа.

Погрешность определяется по формуле V_A= V_пр-V+V_сж (34) где V_пр - приборная скорость, среднее значение на режиме (км/ч), - относительная плотность воздуха ; V_сж - поправка скорости на сжимаемость; P_н, T_н - давление и температура воздушной среды.

Истинная воздушная скорость V определяется где - неточность выдерживания курса на встречных проходах, V_x1, V_x2, V_z1, V_z2 - проекции путевой скорости на координатные оси.

На установившемся горизонтальном полете вычисляются средние значения путевой скорости V_пут, угла курса, приборной скорости V_пр и т.д. в виде: После выполнения разворота и второго прохода средние значения вычисляются в соответствии с указанной формулой (36). По окончании режима получается расчет аэродинамической поправки по скорости V_a для соответствующего значения скорости, пересчет полученной поправки в остальные значения (H_a, M_a) и выдача результатов для накопления.

В вычислителе параметров 20 захода на посадку реализуются алгоритмы определения отклонений от курсоглиссадных зон _к,_г отклонений курса в моменты от захвата курсоглиссадных зон до касания ВПП или траекторные отклонения , В вычислителе параметров 23 самолетовождения (определяются погрешности частноортодромических координат в горизонтальной (Z) и продольной (S) плоскостях, которые необходимы для оценки режимов, а также действительные значения пройденного ЛА расстояния S_пр.д - расстояние, пройденное ЛА между коррекциями S . Эти параметры необходимы для оценки самолетовождения в горизонтальной плоскости на маршруте и при маневрировании самолета в 100 км-зоне аэродрома. Для этого в вычислителе 23 пересчитываются действительные геодезические координаты _Д,_Д (B, L) в частноортодромические Z_д, S_д.

Погрешности текущей точки M в ортодромической системе координат задаются ортодромической широтой B, ортодромической долготой L и расстоянием R до центра Земли.

Вычисления B, L, R производится по формулам: R=R_ср=a (38) X₀=X_дcosL₀+Y_дsinL₀ Y₀=-X_дcosB₀sinL₀+Y_д cosB₀ cosL₀+Z_дsinB₀ (39) Z₀=X_дsinB₀sinL₀-Y_д sinB₀cosL₀+Z_дcosB₀ Погрешности в определении координат в вычислителе самолетовождения определяются как где Z_{тек нв} и S_{тек нв} - текущие параметры, поступающие из навигационного вычислителя Действительное значение расстояния, пройденного ЛА между коррекциями определяется по формуле: где S_{д нач} - длина ортодромии, соответствующая начальному значению участка; S_дi - сумма длин ортодромий, заключенных между начальной и конечной для данного участка расчета Sд.

S_{д кон} - длина ортодромии, соответствующая конечному участку.

СНС(1-2) включает в себя 22 навигационных спутника, которые располагаются таким образом на своих орбитах, что в каждый момент времени в любой точке Земли наблюдается не менее 4-х спутников; прием сигнала от n-навигационного спутника позволяет определить на ЛА необходимые величины: Благодаря тому, что спутник по каналу связи сообщает постоянные параметры своей орбиты, на ЛА вычисляются его координаты , H и скорость V_xn, V_yn, V_zn и по принимаемому сигналу определяется дальность D_n(t) между ЛА и спутником и Dn(t) ее изменения.

При измерении навигационных параметров D_n(t) и D_n(t) со спутника передается высокочастотный сигнал, модулированный по фазе с помощью временной функции, форма которой заранее известна и на спутнике и на ЛА.

Обычно это последовательность прямоугольных импульсов положительной и отрицательной полярности - псевдошумовая последовательность: закон чередования положительных и отрицательных импульсов известен на спутнике и на приемном пункте - принятый высокочастотный сигнал демодулируется и после этого псевдошумовая последовательность и псевдошумовой сигнал такой же формы, вырабатываемый в приемном устройстве, привязываются к общему времени с помощью самолетных эталонов частоты. По временному сдвигу между этим сигналом и сигналом со спутника определяется время прохождения радиоволн со спутника к ЛА и расстояние D_n(t) между ними. Скорость V_n(t) = D_n(t) изменения дальности определяется либо по скорости "слежения" генерируемого на борту псевдошумового сигнала за принимаемым сигналом, либо по доплеровскому сдвигу принимаемого радиосигнала.

Элементы орбиты спутника, которые с высокой точностью можно считать постоянными в течение 1-2 ч. передаются со спутника с интервалом всем потребителям. По элементам орбиты и бортовому времени вычисляются декартовы координаты X_sn, Y_sn, Z_sn спутника для любого наперед заданного (текущего) момента времени, а уже по расстояниям до трех спутников, находящихся в известных точках пространства, определяется местоположение ЛА. По значениям скорости изменения дальности до трех спутников вычисляется вектор V земной скорости ЛА.

Сигналы спутников излучаются в двух диапазонах частот для потребителей с санкционированным доступом (повышенная точность измерений) и доступным для любого потребителя. Для повышения точностных характеристик используется дифференциальный метод определения координат местоположения, суть которого заключается в выявлении и учете в виде поправок сильнокоррелированных составляющих погрешностей навигационных параметров с помощью наземных контрольных пунктов (НКП). На НКП с помощью аппаратуры потребителя определяются координаты и сравниваются с данными геодезической привязки. Затем производится расчет соответствующих потребителям СНС заданного района, что позволяет им, вводя поправки, повышать точность навигационного определения.

ИНС-3 платформенного или бесплатформенного типа [2] обеспечивает автономное счисление координат местоположения ЛА и высоты полета путем интегрирования измеряемых акселерометрами ускорений. Настройка инерциальной системы на период шуллера (84,4мин) обеспечивает построение невозмущаемой ускорениями вертикали в полете.

Бесплатформенная инерциальная система (БИНС) обеспечивает определение и выдачу потребителю ЛА следующих параметров: географические координаты, путевую скорость и составляющие путевой скорости, угловые положения ЛА, угловые скорости ускорения, вертикальную скорость и высоту.

БИНС-3 по сравнению с платформенными обеспечивает определение большего количества параметров движения ЛА и строится на базе лазерных гироскопов, обеспечивая их более высокую надежность и малое время готовности.

РСБН измеряет прямолинейные расстояния D_r и азимут A_r от маяка на ЛА. Для этого самолетный бортовой передатчик излучает импульсы, которые переизлучаются наземным маяком. По временному промежутку T_s между измеренным и принятым импульсом определяется расстояние D_r= 0,5T_sC, где C - скорость распространения радиоволн. Для измерения угла A_r антенна радиомаяка имеет узкую диаграмму направленности, которую можно представить себе в виде полуплоскости, проходящей через местную для маяка вертикаль и вращающуюся вокруг этой вертикали с постоянной и известной скоростью, В момент прохождения этой полуплоскостью плоскости меридиана (в Северном его направлении) другая всенаправленная антенна излучает сигнал, который принимается на ЛА. Второй сигнал принимается на борту, когда ЛА попадает