Система предупреждения столкновения летательных аппаратов при летных испытаниях

Система предупреждения столкновения летательных аппаратов при летных испытаниях

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, пилотажно-навигационным комплексам, и предназначено для установки на летательные аппараты (ЛА). Технический результат заключается в повышении точности и безопасности полета при летных испытаниях за счет представления параметров взаимного пространственного положения и движения двух ЛА. Система предупреждения столкновений летательных аппаратов при летных испытаниях содержит систему измерений высотно-скоростных сигналов (СВС), адаптер ввода, адаптер вывода, центральный вычислитель, включающий блок ввода констант, вычислитель параметров взаимного положения ЛА, вычислитель действительных координат, вычислитель расстояния между летательными аппаратами, вычислитель предварительной обработки данных, вычислитель относительной скорости, вычислитель зоны опасного сближения, вычислитель единого временного фронта, а также системы отображения информации и сигнализации, систему автоматического управления (САУ) и автомат тяги (AT), спутниковую навигационную систему, инерционную навигационную систему, аппаратуру межсамолетного обмена, связный контроллер. Кроме того, в состав системы входят наземная контрольно-корректирующая станция и пункт управления летным экспериментом, при этом связный контроллер ЛА радиотехнически связан с контрольно-корректирующей станцией, пункт управления летным экспериментом радиотехнически связан с аппаратурой межсамолетного обмена. 1 з.п.ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для установки на летательные аппараты.

Известна система [1], позволяющая избежать столкновения самолетов, которая обеспечивает на каждом самолете, оснащенном соответствующим оборудованием, индикацию наличия на его курсе другого самолета с таким же оборудованием. С помощью ситемы устанавливаются вокруг этих самолетов зоны безопасности, а индикация позволяет каждому пилоту определять взаимное пересечение этих зон, полученных путем соответствующего расположения нескольких приемопередающих антенн на фюзеляже каждого самолета. Угол рассеяния и радиус действия каждой антенны определяет отдельную зону. Каждая антенна передает кодированный сигнал для индикации ситуации в своей зоне на данный самолет. Кроме того, каждая антенна обеспечивает прием кодированных сигналов, передаваемых с другого самолета. После дешифрации эти сигналы используются для индикации зоны самолета, которая затрагивает зону, определяемую приемной антенной данного самолета. Полученная информация выводится на индикаторное табло в кабине самолета для формирования сигналов, предупреждающих о возможном столкновении, тем самым осуществляется индикация относительного положения самолетов.

Однако данная система сложна и не обеспечивает необходимой точности и безопасности при проведении летных испытаний самолетов и бортового оборудования.

Известна автономная бортовая система предупреждения столкновений (СПС), основанная на использовании оборудования вторичной радиолокации [2]. Оборудование СПС включает блок обработки, приемоответчик адресного режима вторичной радиолокации (режима S), соответствующие антенны и средства выдачи рекомендаций. Оборудование СПС воздушного судна запрашивает приемоответчики вторичной радиолокации, находящиеся вблизи других воздушных судов и прослушивает их ответы, содержащие информацию об абсолютной высоте. Путем анализа полученных ответов оборудование СПС определяет воздушные суда, которые представляют потенциальную угрозу столкновения, и выдают летному экипажу рекомендации двух видов для предотвращения столкновения. Консультативная информация о воздушном движении (КИВД) указывает приблизительное местоположение воздушных судов-нарушителей, которые впоследствии могут явиться причиной выдачи рекомендации по разрешению угрозы столкновения (РРУС), предлагает маневры в вертикальной плоскости, которые по данным прогноза обеспечат увеличение или выдерживание интервала эшелонирования относительно представляющих угрозу воздушных судов.

Рекомендация КИВД указывает дальность, скорость изменения дальности, абсолютную высоту, скорость изменения абсолютной высоты и пеленг воздушного судна-нарушителя относительно собственного воздушного судна. Выдаваемые СПС КИВД предназначены для оказания содействия летному экипажу в осуществлении наблюдения за движением находящихся вблизи воздушных судов.

В том случае, когда логическая программа обнаружения угрозы в компьютере СПС устанавливает, что конфликтная ситуация с находящимся вблизи воздушным судном может привести к опасному сближению или столкновению, логическая программа разрешения угрозы столкновения определяет соответствующий маневр в вертикальной плоскости, который будет обеспечивать безопасное вертикальное эшелонирование воздушного судна с СПС. Выбранный маневр обеспечивает надлежащее вертикальное эшелонирование в пределах ограничений, налагаемых характеристиками скороподъемности и близостью к земле воздушного судна.

При обнаружении угрозы опасного сближения или столкновения оборудование СПС выдает рекомендации РРУС за некоторое время до момента наибольшего сближения воздушных судов, зависящее от защищенного объема воздушного пространства, выбранного для системы СПС. Номинальное для СПС время выдачи рекомендации по разрешению угрозы столкновения (РРУС) колеблется от 15 до 35 с до момента наибольшего сближения. Консультативная информация о воздушном движении (КИВД) номинально выдается за 5 и 20 с до выдачи РРУС.

Если воздушное судно-нарушитель не оборудовано СПС, а имеет лишь приемоответчик режима, его экипаж не будет знать о том, что он "отслеживается" воздушным судном с СПС. Если же оно оборудовано СПС, то по линии передачи данных режима S "воздух-воздух" выполняется процедура координации в целях обеспечения совместимости РРУС СПС, вырабатываемых на обоих воздушных судах.

СПС может поддерживать связь с наземными станциями, используя линию передачи данных режима S "воздух-земля". Это позволяет наземной станции режима S увязывать время предупреждения при выдаче рекомендации РРУС с местными условиями воздушного движения.

Требуемая номинальная дальность отслеживания траектории составляет для СПС 26 км, разрешающая способность при измерении дальности составляет 14,5 м, среднеквадратическая ошибка при измерении относительного пеленга не превышает 10^o. Погрешность измерения высоты на каждом из конфликтующих судов не превышает 15 м на абсолютных высотах от уровня моря до эшелона полета 400.

В составе оборудования СПС для измерения пеленга используется направленная антенна, устанавливаемая сверху воздушного судна и имеющая ширину луча 90^o. Снизу воздушного судна устанавливается ненаправленная антенна.

Вычислительные программы предупреждения столкновений СПС реализуются в циклическом режиме с номинальной частотой 1 Гц. В начале цикла используются сообщения наблюдения для обновления данных о траекториях всех нарушителей и новых траекториях. Затем каждый нарушитель характеризуется текущими оценками дальности, высоты и вертикальной скорости собственного воздушного судна.

После обновления траекторий с помощью алгоритмов обнаружения угрозы определяются те нарушители, которые представляют потенциальную угрозу столкновения. После этого алгоритмы разрушения угрозы выдают рекомендацию РРУС.

В СПС используются два типа индикаторов для предоставления летному экипажу консультативной информации. КИВД-индикатор обеспечивает экипажу круговой обзор воздушного движения вблизи собственного воздушного судна. РРУС-индикатор выдает летному экипажу информацию о маневрах, которые необходимо выполнить или избежать в вертикальной плоскости.

Для предупреждения летного экипажа о выдаче рекомендаций КИВД или РРУС используется звуковая и речевая сигнализация.

Анализ технических и тактических характеристик СПС показывает на непригодность обеспечения безопасного проведения летных исследований (ЛИ) работы двух ЛА, предусматривающих сближение ЛА до десятка метров.

Недостатком системы является малая точность измерения параметров пространственного положения ЛА в связанных системах отсчета (получаемых косвенными измерениями), что определяет невысокий уровень безопасности при проведении ЛИ группового полета.

Режим полета в "паре" является наиболее опасным. Полеты ЛА в группе используются при проведении исследований по аэродинамике, при показательных демонстрациях авиационной техники и др. Дополнительные усложнения имеют место по мере повышения интенсивности возмущающих воздействий на оба ЛА.

Безопасность полетов обеспечивается рядом мер, таких как специальная тренировка экипажей для обеспечения "слетанности", ограничителями по дистанции допустимого сближения ЛА и др.

Полет самолетов в группе обладает рядом особенностей: присутствие другого самолета в малом объеме пространства, малые расстояния между самолетами, необходимость стабилизации параметров полета в группе. Заданные в летных исследованиях расстояния между ЛА при полете в группе определяются тактико-техническими характеристиками самолета, условиями проведения эксперимента и требованиями безопасности полета, точностью функционирования бортовых систем, что предопределяет повышенную опасность столкновения. Поэтому назначение СПС при полете в группе - констатировать опасное сближение ЛА и определить оптимальный маневр уклонения от столкновений.

Изобретение направлено на повышение точности и безопасности полета за счет представления параметров относительного взаимного пространственного положения и движения двух ЛА.

Сущность изобретения состоит в том, что в систему предупреждения столкновения летательных аппаратов при летных испытаниях, содержащую систему измерений высотно-скоростных сигналов, связанную с ней через адаптер ввода данных с центральным вычислителем (ЦВ), включающим связанные с адаптером вывода данных ЦВ блоки вычислителя расстояния между летательными аппаратами (ЛА), относительной скорости, вычислителя зоны опасного сближения, с входами, подключенными к выходам вычислителя расстояния между ЛА и вычислителя относительной скорости, систему отображения информации и сигнализации, систему автоматического управления (СAУ) с рулевыми приводами, автомат тяги, и установленную на каждом ЛА, в ее состав введены спутниковая навигационная система с бортовым контроллером, инерциальная навигационная система, аппаратура межсамолетного обмена, соединенные через адаптер ввода данных с центральным вычислителем, в состав которого введены блок вводa констант, связанный с ним входами блок вычислителя предварительной обработки данных, связанный выходами с блоками вычислителей действительных координат, зоны опасного сближения, относительной скорости, вычислителем преобразования координат и выходом вычислителя предварительной обработки данных, вычислитель действительных координат, вычислитель параметров взаимного положения, первой и второй выходы которого связаны с вычислителем расстояния между ЛА, с адаптером вывода данных, а вход - с вычислителем преобразования координат, в ЦВ введен блок вычислителя единого временного фронта, подключенный выходами к адаптеру ввода данных и вычислителю действительных координат, вход связан с первым входом блока вычислителя предварительной обработки данных, блок ввода констант первым выходом соединен с вычислителем предварительной обработки данных, второй выход соединен с вычислителем зоны опасного сближения, при этом первый выход вычислителя параметров взаимного положения ЛА связан с входом вычислителя расстояния между ЛА, второй выход связан с адаптером вывода данных ЦВ, вход блока формирования изображений связан с выходом адаптера вывода данных ЦВ, a выход - со входом системы отображения информации, выход адаптера вывода связан с автоматом тяги, САУ рулевых приводов ЛА, аппаратура межсамолетного обмена информацией о параметрах пространственного положения ЛА связана с адаптером ввода данных и адаптером вывода данных ЦВ и радиотехнически связана с ответной частью той же аппаратуры ведомого ЛА, второй вход САУ связан с выходом инерциальной навигационной системы, в систему введены неземная контрольно-корректирующая станция, пункт управления летным экспериментом, при этом бортовой связной контроллер радиотехнически связан с контрольно-корректирующей станцией, пункт управления летным экспериментом радиотехнически связан с аппаратурой межсамолетного обмена.

На фиг. 1 представлена блок-схема системы предупреждения столкновений ЛА при летных испытаниях. На фиг. 2 изображены кинематические и геометрические соотношения при групповом полете ведущего и ведомого ЛА. На фиг. 3, 4 - изображение индикаторов зон опасного сближения на ведущем и ведомом ЛА.

На фиг. 1 изображены: 1 - ведущий (ВЩ) летательный аппарат (ЛА), 2 - глобальная спутниковая навигационная система типа ГЛОНАСС, GPS (космическая часть), 3 - ведомый (ВМ) ЛА, 4 - контрольно-корректирующая станция (ККС) для работы СНС в дифференциальном режиме, 5 - пункт управления летным экспериментом (ПУЛЭ), 6 - инерциальная навигационная система (ИНС), 7 - система высотно-скоростных сигналов (СВС), 8 - спутниковая навигационная система (СНС) - бортовая часть, 9 - связной контроллер СНС, 10 - адаптер ввода данных в центральный вычислитель, 11 - аппаратура межсамолетного обмена (АМО) - телекодовая линия передачи сигналов управления, 12 - центральный вычислитель (ЦВ), 13 - вычислитель единого временного фронта (ВЕВФ), 14 - вычислитель предварительной обработки данных (ВПОД), 15 - блок ввода констант, 16 - диспетчер ЦВ, 17 - вычислитель преобразования координат (ВПК), 18 - вычислитель действительных координат (ВДК - комплексной обработки информации (КОИ), 19 - вычислитель параметров пространственного взаимного положения (ВППВП), вычислитель относительного положения ЛА (ВОП), 20 - вычислитель расстояния между ЛА (ВРМЛА), 21 - блок формирования изображений (БФИ), 22 - вычислитель зоны опасного сближения (ВЗОС), 23 - вычислитель относительной скорости (ВОС), 24 - адаптер вывода данных из ЦВ, 25 - система отображения информации (СОИ), 26 - система сигнализации, 27 - система регистрации данных, 28 - автомат тяги (АТ), 29 - система автоматического управления (САУ), 30 - органы управления, связанные с рулевыми приводами САУ.

На фиг. 2 изображены кинематические соотношения при полете ЛА в группе, взаимодействие двух ЛА с СПС, ККС и ПУЛЭ.

На фиг. 3, 4 изображены лицевые части информационного поля индикаторов СОИ (индексы и метки), где: 31 - счетчик допустимой дистанции сближения, 32 - счетчик дистанций сближения, 33 - счетчик допустимой скорости сближения, 34 - счетчик скорости сближения, 35 - индекс бокового смещения, 36 - шкала превышения, 37 - команды на "уход" при опасном сближении, 38 - зона опасного сближения (ЗОС), 39 - идентификаторы ЛА (номера позывных), 40 - вектор изменения скорости сближения, 41 - индекс превышения, 42 - силуэт ЛА, 43 - шкала бокового смещения.

Система предупреждения столкновения (СПС) ведущего ЛА 1 в групповом полете связана с космической частью - навигационными спутниками 2, СПС ведомого самолета 3, и наземной частью - контрольно-корректирующей станцией ККС-4 и соединенной с пунктом управления летным экспериментом ПУЛЭ-5. В бортовой части СПС ведущего ЛА 1 ИНС 6, СВС 7, СНС 8 соединены через адаптер ввода 10 с вычислителем предварительной обработки данных 14, блоком ввода констант 15 центрального вычислителя 12, а выход его через адаптер вывода данных 24 соединен с СОИ 25, системой сигнализации - 26, с САУ 29, входы которой связаны с ИНС 6, а выходы с рулевыми приводами органов управления 30. Кроме того, адаптер вывода данных 24 соединен с автоматом тяги 28 и системой регистрации данных 27. Выход диспетчера 16 центрального вычислителя 12 связан со всеми вычислителями и блоками, входящими в его состав. Вычислитель предварительной обработки данных 14 связан с адаптером ввода 10, а выход его связан с вычислителем единого временного фронта (ВЕВФ) 13, вычислителем действительных координат (ВДК) 18, блоком ввода констант 15, выход которого связан с вычислителем зоны опасного сближения (ВЗОС) 22, и вычислителем предварительной обработки данных ввода (ВПОД) 14, выход вычислителя (ВЕВФ) 13 связан с адаптером ввода - 10 и вычислителем ВДК 18, вход вычислителя преобразования координат (ВПК) 17 связан с вычислителем ВДК 18, а выход связан с вычислителем относительного положения (ВОП) ЛА 19, второй выход вычислителя ВДК 18 связан с вычислителем ВЗОС 22, а третий выход его соединен с вычислителем относительных скоростей (ВОС) 23, выход вычислителя ВОП 19 связан с вычислителем расстояния между ЛА (ВРМЛА) 20, второй его вход связан с адаптером вывода 24. Первый вход вычислителя (ВРМЛА) 20 связан с вычислителем ВЗОС- 22, а второй - с адаптером вывода 24, вход блока формирования изображений (БФИ) 21 связан с выходом адаптера вывода 24, а выход - со входом СОИ 25, третий вход вычислителя ВЗОС 22 связан с вычислителем ВОС 23, а выход вычислителя ВЗОС 22 связан с адаптером вывода 24, второй выход вычислителя ВОС 23 связан с адаптером вывода 24, выход адаптера вывода 24 связан с автоматом тяги 28, САУ 29 с органами управления рулевых приводов 30, системой сигнализации 26 и системой регистрации данных (СРД) 27. Аппаратура межсамолетного обмена информацией (АМОИ) о параметрах пространственного положения ЛА связана с адаптером ввода 10 и адаптером вывода данных 24 и радиотехнически связана с ответной частью той же аппаратуры АМОИ ведомого ЛА 3 и ПУЛЭ 5, связной контроллер 9 соединен с бортовой частью СНС 8, а радиотехнически - с таким же подобным контроллером ведомого ЛА 3.

Определение взаимного положения ЛА сводится к определению расстояния между двумя ЛА по информации от спутниковой навигационной системы и инерционной системы с помощью алгоритмов комплексной обработки информации, реализуемой в центральном вычислителе СПС.

Для решения этой задачи в структуре построения СПС, предусматриваются: - центральный вычислитель 12, - инерциальная навигационная система 6 (например, типа И-21, LTN - 92), - приемоиндикатор СНС 8 (например, типа TNL-2000A), - система воздушных сигналов СВС-7 (например, СВС-85).

При этом в центральный вычислитель, через адаптеры, поступает следующая информация: От СНС-8: - географические координаты , , - составляющие скоростей V_N, V_E, V_Y, - геометрическая высота H_г, - текущее время Т_тек..

От ИНС-6: - географические координаты , , - истинный курс ИК, - составляющие скоростей V₁, V₂, - текущее время Т_тек..

От СВС-7: - истинная скорость V_ист.

Кроме определения текущего местоположения ЛА в вычислителе с использованием данной информации вычисляются текущие значения следующих параметров: - дистанция сближения в горизонтальной плоскости Д_тек; - скорость сближения двух ЛА - V_{dr тек}; - превышение одного ЛА над другим - H_тек.; - боковое уклонение одного ЛА по отношению к другому - Z_тек.

Для формирования ограничений по этим параметрам с пульта вычислителя предусмотрен ввод в вычислитель допустимых значений этих параметров (Д_доп., V_доп., H_доп., Z_доп.), которые могут меняться в зависимости от целей выполняемого полета. Кроме того, с пульта необходимо предусмотреть ввод номера ЛА или его позывного (N, позывной).

Обмен информацией между двумя ЛА осуществляется по следующим параметрам: - географическим координатам ₁, ₁, ₂, ₂, - составляющим скоростей V_N, V_E, V_Y, от СНС, - высоте, - относительной скорости сближения, - времени Т.

Все эти параметры из центрального вычислителя 12 передаются с одного борта на другой. Для этого в структурной схеме предусмотрена аппаратура передачи этой информации по каналу радиосвязи 11.

Выдача информации о взаимном положении ведущего и ведомого ЛА на ПУЛЭ осуществляется передачей по каналу радиосвязи из центральных вычислителей ИСПС обоих ЛА следующей информации: - координат (в прямоугольной системе координат); - высоты; - курса.

На ПУЛЭ 5 аналогично СОИ 25 формируется зона опасного сближения двух ЛА.

При опасном сближении ЛА, из центрального вычислителя - 12 ИСПС в систему звуковой сигнализации выдаются: - "опасное сближение" (речевое сообщение) как предупреждающий сигнал, - "уход" (звуковое и речевое сообщение).

Связь центрального вычислителя ЦВ 12 с системой звуковой (речевой) сигнализации 26 осуществляется через адаптеры 24.

Для отображении текущего местоположения ЛА на СОИ 25 из центрального вычислителя выдаются текущие и допустимые значения: - дистанции сближения двух ЛА - Д_тек., Д_доп., - скорости сближения двух ЛА - V_{dr тек.}, V_{dr доп.}, - превышение одного ЛА над другим H_тек., H_доп., - боковое смещение одного ЛА относительно другого в текущий момент времени (Z_тек., Z_доп.).

На СОИ 25 по информации, полученной от вычислителя, рисуется зона опасного сближения, которая меняет окраску в зависимости от сигнализации "опасное сближение" или "уход".

Центральный вычислитель предназначен для обработки информации с целью получения заданных точностных характеристик по определению взаимного положения двух ЛА 1 и ЛА 3.

Наличие ЦВ 12 позволяет организовать комплексную обработку избыточной информации (КОИ), поступающей в него от СНС, ИНС, СВС, при которой возможно получить точностные характеристики более высокие, чем каждого средства определения параметров в отдельности.

В центральном вычислителе 12 информация от СНС принимается через последовательный порт в формате RS-232. Информация СНС -8 (, , V_N, V_E, V_Y, T, H_г) поступает в символьном виде.

Информация ИНС-6 (, , ИК, V₁, V₂), СВС 7 (V_ист..) в ЦВ 12 принимается в формате ARINC-429 с помощью адаптера ввода 10 информации.

В системе СПС между ЦВ 12 ведущего ЛА 1 и ЦВ ведомого ЛА-3 через аппаратуру межсамолетного обмена 11 предусмотрен обмен информацией по координатам , , составляющиx скоростей V_N, V_E, V_Y, высоте H и текущему времени Т. По этой информации в центральных вычислителях обоих ЛА вычисляются: дистанция сближения в горизонтальной плоскости - Д_тек.; скорость сближения двух ЛА - V_{д тек.}; превышение одного ЛА над другим - H_тек.; боковое уклонение одного ЛА по отношению к другому - Z_тек.

В ЦВ 12 предусмотрен ввод с пульта вычислителя допустимых значений вышеперечисленных параметров Д_доп., Z_доп., H_доп., V_доп., которые в зависимости от целей выполняемого полета (сопровождение 1-го вылета, определение погрешностей приемников воздушного давления (ПВД) и т.д.) могут носить переменные значения, и порогов срабатывания этих параметров, которые также являются переменными величинами и могут быть, к примеру, функцией от скорости сближения.

Центральный вычислитель 12 дает информацию в систему звуковой сигнализации на срабатывание сигнализации "опасное сближение" и "уход", а также бортовую систему регистрации например, типа МСРП, параметры взаимного определения положения двух ЛА - 1 и 3 Д_тек. - V_дтек, H_тек., Z_тек..

Порты ввода-вывода - блоки 10 и 24 (модули), задачей которых является осуществление взаимодействия между ЦВ 12 и внешними коммуникациями.

Порты - это места (точки) непосредственного контакта ЦВ - 12 и внешними устройствами, а также средства подключения внешних устройств к ЦВ - это элемент интерфейса. Порт ввода - 10 - это источник данных, адресуемый регистр, подключенный к шинам ЦВ 12. Он выдает слово в микропроцессор, когда к нему осуществляется обращение. Порт вывода 24 - приемник данных, адресуемый регистр, подключенный к шинам ЦВ 12. Он получает слово от микропроцессора, когда последний обращается к нему. Это адресуемые одно- или двунаправленные буферные регистры, предназначенные для построения программного интерфейса. Каждый порт является составной частью интерфейса между ЦВ 12 и датчиком, контроллером.

Адаптер 10 ввода данных обеспечивает одновременный прием на ЦВ - 12 разнородной асинхронной информации в полном объеме (от каждого источника) с точностью временной привязки принимаемых параметров не хуже 0,001 с. Временная привязка, наряду с априорными данными (например, преобразование, транспортное запаздывание), необходима для дальнейшей синхронизации информации и приведения ее к шкале единого времени.

Адаптер 10 связи ЦВ 12 с бортовым оборудованием обеспечивает ввод информации прежде всего с бортовых цифровых систем, осуществляющих обмен по ГОСТ-18977-79.

Адаптер 10 связи с системой регистрации 27 параметрической информации обеспечивает вывод одной линии ARINC-717.

Адаптер связи ЦВ - 12 с СНС-8 обеспечивает ввод одного информационного потока по стандарту RS-232.

Диспетчер - 16 осуществляет две основные функции: - распределяет процессорное время ЦВ - 12 между вычислителями; - производит обмен данными между отдельными вычислителями и блоками.

При распределении процессорного времени модулям присваиваются приоритеты. Наивысший приоритет имеют модули приема информации от датчиков своего и соседнего самолета. Управление им передается диспетчером 16 сразу при поступлении информации. При передаче управления используется аппарат системных прерываний. Вычислители, производящие вычислительные операции и обработку входного потока информации, функционируют в определенной последовательности, которая заложена в "диспетчере".

Вся последовательность вычислений выполняется с частотой, заданной оператором, и включает в себя: - получение физических значений параметров; - отбраковку информации; - приведение данных к единому временному фронту; - комплексную обработку информации; - преобразование координат в земную систему; - определение расстояния между самолетами, составляющих вектора относительной скорости; - перечeт координат соседнего самолета и его вектора скорости в систему координат, связанную с самолетом; - запись информации на диск; - выдачу информации на дисплей; - выдачу информации на СОИ 25 и в аппаратуру для передачи на соседний самолет.

Взаимодействие ЦВ-12 с датчиками и потребителями обеспечивается по каналам последовательного кода и каналам межмашинного обмена. ЦВ -12 решает задачи приема информации от датчиков, обработки и анализа информации, формирования выходных данных, в нем реализованы также сервисные программы обеспечения режимов работы.

На обработку в ЦВ 12 поступает информация от ИНС 6, СВС 7 и соседнего самолета. Информация от ИНС 6 принимается в формате ARINC-429 с помощью адаптера 10 ввода информации. Адаптер 10 обеспечивает ввод 32 информационных потоков с суммарной информативностью до 30000 слов ARINC-429 в секунду и доступным адресным пространством до 256 адресов в каждом потоке. Точность привязки по времени момента ввода слова обуславливается разрешающей способностью таймера (1,28 мс), расположенного на адаптере ввода информации.

Ввод информации в ЦВ 12 от СНС 8 происходит через последовательный порт в формате RS-232.

В вычислителе ВПОД 4 происходит "распаковывание" информации, полученной в формате RS-232 и преобразование кодов параметров в формате ARINC-429 в их физические значения. В формате RS-232 принимаются пакеты из последовательности символов. Символы, расположенные на определенных местах в последовательности, операторами языка программирования преобразуются во внутреннее машинное представление вещественного числа. Из кодовых слов в формате ARINC-429 извлекаются соответствующие двойные разряды и полученное значение умножается на масштабный множитель. В ВПОД -14 происходит анализ готовности системы отбраковки сбойных значений параметров. Прежде всего анализируются кодовые параметры и определяется готовность систем. При наличии готовности значение каждого параметра, поступающего на обработку, подвергается двум видам контроля: - контроль по принадлежности заданному интервалу значений; - контроль по величине приращения параметра.

Для каждого параметра задаются интервал допустимых значений и максимальная скорость изменения параметра. Для вычисления скорости изменения параметра используются данные о величине последнего несбойного значения данного параметра и соответствующего ему момента времени. Если хотя бы один контроль дает отрицательный результат, то значение параметра заменяется на последнее несбойное значение данного параметра.

В вычислителе ВПОД -14 осуществляется контроль измерений для защиты фильтра Калмана от сбоев информации. Контроль состоит в том, что на фильтр Калмана проходят лишь те измерения, которые удовлетворяют условию: , (1) где Д_i - задаваемые допуски, Z_i - компоненты вектора измерения, априорные оценки соответствующих величин, получаемые с помощью алгоритма калмановской фильтрации.

Для контроля сбоев информации инерциальных навигационных систем формируется массив данных из 16 последовательных записей (кадров).

Контроль сбойности осуществляется путем сопоставлений значений сигналов ИНС с предельными величинами и приращений значений сигналов с допустимыми величинами, определяемыми динамическими характеристиками объекта.

Восстановление сбойной информации осуществляется путем аппроксимации бессбойных значений соответствующих параметров полиномами первой степени.

Массив информации из 16 записей (кадров) полностью отбраковываeтся, если количество записей (кадров) со сбойной информацией превышает 25%.

Контроль сбойности информации СНС осуществляется путем сопоставления значений сигналов СНС с предельными величинами, определяемыми динамическими характеристиками объекта. В результате вырабатываются 2 признака достоверности информации СНС по координатам и скоростям.

Значения параметров от различных систем вычисляются и вводятся в ЭВМ в различные моменты времени. В ВЕВО 13 при вводе информации в ЭВМ фиксируются показания системного таймера ЭВМ, обновление показаний которых происходит через каждые 1,28 мс. В пакете информации от СНС 8 содержится информация о Гринвичском времени момента начала передачи пакета, что позволяет преобразовать показания системного таймера ЭВМ в Гринвичское время, к которому относятся координаты и скорости.

Приведение значения каждого параметра к текущему моменту времени Т_тек. производится с помощью линейной интерполяции с использованием двух последних значений данного параметра и соответствующих им моментов времени.

Если в кадре информации содержатся координаты и скорости изменения координат, относящиеся к единому моменту времени Т, то значения координат приводятся к моменту Т_тек. по формуле: где X₁ - значение координат в момент времени; значение скорости изменения координаты X в момент времени T₁ ; X_тек. - вычисляемое значение координаты на момент времени Т_тек..

В результате работы блока значения всех параметров приводятся к единому времени Т_тек. Полученные значения параметров далее подаются на вход вычислителя комплексной обработки информации. В вычислителе ВДК 18 решаются следующие задачи: - анализ точностных характеристик ИНС; - формирование эталонных значений координат, составляющих скорости, истинного курса ЛА.

Для этого используется комплексная обработка информации (КОИ) в вычислителе ВДК 18, результатом которой являются 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_дейст. - действительное полученное значение соответствующего параметра, то погрешность данной системы или характеристики ЛА определяется по формуле: Алгоритм калмановской фильтрации обеспечивает наилучшие линейные оценки вектора состояния системы X_к в момент времени tk, когда X_к определяется из уравнения состояния X_k-1 = Ф_k+1, k X_k + q_k, (4) а вектор измерения Z_к представляется в виде Z_k = H_k + r_k. (5) Здесь q_k, Z_k - независимые шумы с нулевыми средними значениями и матрицами ковариаций: C_ov[q_k] = Q, C_ov[r_k] = r_k .(6) Ф_k+1, k - фундаментальная матрица, H_k - матрица измерений.

Алгоритм состоит из двух этапов и имеет следующий вид: - оценка вектора состояния между измерениями дается уравнением: X_k/k-1 = Ф_k/k-1 X_k-1/k-1(7) - оценка при измерении следующими уравнениями: K_k = P_k/k-1 H_k(H_k P_k/k-1 H_k+R_k)^-1 P_k/k-1 = Ф_k/k-1 P_k-1/k-1 Ф_k/k-1+Q_k (8) P_k/k = P_k/k-1 - K_k H_k P_k/k-1 где априорная и апостериорная оценки вектора cостояния X на К-м шаге; P_k/k-1, P_k/k - априорная и апостериорная ковариационные матрицы на К-м шаге; K_k - весовая матрица.

Для преодоления численных трудностей, связанных с возможной потерей свойств симметрии и положительной определенности матрицы P_k/k, и повышения точности оценок используется метод квадратного корня из матрицы (МККМ), основанный на представлении ковариационной матрицы P в виде P = SS^T, (9) где S - верхне- или нижнетреугольная квадратная матрица.

Анализ характеристик ИНС производится с помощью алгоритма оптимальной обработки информации Калмана, позволяющего разделить суммарные ошибки на составляющие и оценить инструментальные погрешности ИНС.

С помощью фильтра Калмана осуществляется оценивание до 16 параметров, в число которых входят погрешности ИНС в определении координат, составляющие скорости, курса, погрешности построения вертикали, постоянные составляющие дрейфов гироскопов ИНС, дрейфы, зависящие от ускорений (в случае платформенных ИНС) или дрейфы, пропорциональные измеряемому сигналу (в случае БИНС), масштабные коэффициенты погрешностей акселерометров ИНС.

Формирование эталонных пилотажно-навигационных параметров (координат, скорости, курса) осуществляется путем исключения из значений существующих параметров, определяемых ИНС, оценок ее погрешностей, полученных в результате КОИ.

При реализации алгоритма калмановской фильтрации в программе используется известная форма защиты от вычислительной неустойчивости - МККМ, в котором ковариационная матрица не вычисляется в явном виде, а представляется в виде произведения сомножителей, которые экстраполируются и корректируются.

В вычислителе ВПК - 17 реализуются вычисления кинематических параметров.

Проектирование составляющих скоростей ИС на оси платформы Вычисление радиусов кривизны по направлению осей платформы и по осям географической системы координат где e² = 0,0066934 - квадрат первого эксцентриситета, a - большая полуось земного эллипсоида.

Вычисление проекций угловой скорости вращения Земли на оси платформы где U - угловая скорость вращения Земли.

Вычисление проекций абсолютной угловой скорости на оси гироплатформы U_z для полусвободной в азимуте платформы, U_z=0 для свободной в азимуте платформы.

Вычисление проекций абсолютного линейного ускорения на оси гироплатформы где = 0,005317; g₀ = 9,78049; a'_z - кажущееся вертикальное ускорение: получается на выходе алгоритма.

Вектор измерений включает в себя следующие компоненты: 1) погрешности ИНС в определени