Способ и устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса

Способ и устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области комплексного контроля пилотажно-навигационного комплекса систем управления летательными аппаратами и в частности к средствам аппаратурно-безызбыточного контроля ориентации и навигации беспилотных и дистанционно пилотируемых летательных аппаратов, минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости. Оно также может быть использовано для создания простых и высоконадежных средств контроля и резервных каналов пилотажно-навигационных систем современного самолета, защищенных от отказов и сбоев основной многократно резервированной сложной гироинерциальной системы управления.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса с применением пороговой оценки результатов измерений сигналов комплекса и параметров полета [Беляевский Л.С., Новиков B.C., Олянюк П.В. Обработка и отображение радионавигационной информации. - М.: Радио и связь, 1990. С.114-119; Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. - М.: Машиностроение, 1991. С.35, 42, 91 и др.]. Способ состоит в n-кратном измерении контролируемого параметра, вычислении отношения правдоподобия с учетом среднего риска принятия решения об исправности комплекса. Для достоверного контроля необходимо иметь точное описание законов распределения всех контролируемых полетных параметров комплекса, что практически невозможно. Усложнение способа, построение оптимального решающего правила при аддитивной связи контролируемых сигналов и погрешностей измерения приводит к проверке сложных гипотиз контроля. Такой контроль при широких диапазонах изменения проверяемых сигналов рыскания, крена, тангажа, широты, долготы аппарата крайне затруднен.

Известен и широко применяется способ контроля пилотажно-навигационных комплексов на основе заранее определенных тестов [Богданченко Н.М. Курсовые системы и их эксплуатация. - М.: Транспорт, 1983, С.105; Руководство по технической эксплуатации самолета ИЛ-86. Под ред. С.В.Кузнецова. 2009; Бородин В.Т., Рыльский Г.И. Пилотажные комплексы и системы управления самолетов и вертолетов. - М.: Машиностроение, 1978. С.133]. Контроль на земле может проводиться в статическом и динамическом режимах. Статический режим основан на подборе заранее определенных тестов, которые подаются в контролируемые датчики. Реализуется два вида оценки: либо контрольные коды поступают из постоянного запоминающего устройства БЦВМ, а оценка результатов производится визуально по приборам комплекса, либо значения контрольных параметров поступают из датчиков комплекса в БЦВМ, где производится их сравнение с уставками. Входная информация анализируется на совпадение с заданной. Сравнением определяется отказ систем и комплекса. Динамический режим или имитация полета применяется для проверки функционирования программ в БЦВМ. Он производится в реальном или ускоренном масштабе времени. Способ применим для предполетного или регламентного контроля, его применение в полете нарушает нормальное функционирование пилотажно-навигационного комплекса и требует вмешательства летчика.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса самолета ИЛ-86 [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992. С.290, 368, 375; Морозов В.В. Баринова Т.В. Приборное оборудование самолета ИЛ-86 и его эксплуатация. Учебное пособие. - Ульяновск: Центр ГА СЭВ, 1989], в котором широко применяется аппаратная избыточность датчиков курса, рыскания, тангажа, крена трех инерциальных курсовертикалей (ИКВ), резервированных блоков датчиков угловых скоростей (БДГ), датчиков скоростей, реализуемый мажоритарными блоками контроля крена (БКК), базовой системой курса и вертикали (БСКВ), блоком формирования команд (БФК). Среднее значение трех одноименных полетных параметров с мажоритарного блока сравнивается с выходными сигналами датчиков и по рассогласованию делается вывод об исправности соответствующего датчика системы. Такой способ обеспечивает достаточно высокую информационную производительность (I₁=4 бит/с [1, с.11-13]) обнаружения отказов пилотажно-навигационного комплекса аэробуса ИЛ-86, где трехкратное увеличения веса, габаритов, энергопотребления, стоимости приборного оборудования вполне допустимо. Однако сложность такого контроля и, как следствие, его низкая надежность и достоверность обнаружения отказа именно датчиков комплекса, содержащего например типовые элементы: инерциальную курсовертикаль ИКВ-802 (среднее время наработки на отказ Т_ИКВ=500 час), блок датчиков угловых скоростей ИБД-42 (среднее время наработки на отказ Т_ИБД=5000 час) бортовую цифровую вычислительную машину БЦВМ80 30301 (среднее время наработки на отказ Т_БЦВМ=18000 час) делает его малоэффективным (Р_Д1=0,59; Т_Д1=3,8 час при полетном времени t=2 часа) и требует большого объема регламентных, предполетных работ [2]. Надежность пилотажно-навигационного комплекса при этом очень велика и составляет Т_ПНК=12490 час.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса с применением его наблюдателей состояния, объединяемых фильтром Калмана или Льюенбергера [Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976. С.191-205; Авиационная радионавигация: Справочник. Под ред. А.А.Сосновского. - М.: Транспорт, 1990. С.30-31]. Наблюдатель состояния строится на основе модели объекта контроля и помех, подключенной параллельно и охваченной дополнительной обратной связью по сигналу рассогласования модели и объекта. При этом коэффициент обратной связи выбирается таким образом, чтобы выход модели как можно точнее совпадал с выходом контролируемого пилотажно-навигационного комплекса. Следя за величиной рассогласования, можно осуществить непрерывный контроль за исправностью системы. Основная трудность в реализации способа заключается в определении коэффициента обратной связи по адекватной модели сложного и размерного пилотажно-навигационного комплекса и нестационарных корреляционных функций его случайных помех [3, с.205; 4, с.111, 125, 128, 132 и др.].

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата [Пат. 2373562 РФ, МКИ G05D 1/08. Способ и устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата. В.Ю.Чернов, А.К.Промахова // Б.И. 2009, №32], основанный на измерении величины и направления кажущегося линейного ускорения, с одновременным измерением текущего значения величины и направления абсолютного и кажущегося линейного ускорения аппарата, определении величины и направления разности кажущегося и абсолютного линейных ускорений с последующим определением отношений проекций разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения силы тяжести и отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на поперечную ось связанной системы координат к проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на нормальную ось связанной системы координат, с последующим определением контролируемой горизонтальной ориентацией по тангажу и крену, ее сравнением, как и измеряемых проекций величины и направления абсолютной угловой скорости, с выходными параметрами пилотажно-навигационного комплекса. Способ не позволяет контролировать навигационные параметры комплекса: курс, широту, долготу. Достоверность и информационная производительность контроля всего пилотажно-навигационного комплекса сравнительно невелика.

Известен способ-прототип контроля пилотажно-навигационного комплекса [Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972. С.270-271]. Способ, в его трехмерной пространственной реализации, заключается в измерении величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата. Одновременно ведется измерение величин угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата с помощью контролируемого пилотажно-навигационного комплекса и сравнение этих величин с проекциями измеренной абсолютной угловой скорости аппарата на оси связанной системы координат. Так проекция абсолютной угловой скорости на продольную ось связанной системы координат сравнивается с величиной угловой скорости крена, проекция абсолютной угловой скорости на поперечную ось связанной системы координат сравнивается с величиной угловой скорости тангажа, а проекция абсолютной угловой скорости на нормальную ось связанной системы координат сравнивается с величиной угловой скорости рыскания. В прямолинейном горизонтальном полете измерение величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата тремя ортогонально ориентированными приборами или одним трехмерным гироскопическим измерителем, входящим в состав контролируемого пилотажно-навигационного комплекса, дает равенство названных проекций ортогональным составляющим абсолютной угловой скорости, что соответствует его исправному состоянию. Способ-прототип в наиболее простой форме позволяет вести контроль большого числа пилотажных параметров современного пилотажно-навигационного комплекса без конкретизации его технического исполнения, операции преобразования контролируемых сигналов здесь минимальные, безынерционные, легко реализуются аналоговыми и цифровыми бортовыми вычислителями в полете. Однако он применим для контроля пилотажно-навигационных комплексов только маломаневренных аппаратов, совершающих прямолинейный горизонтальный полет, при котором оси связанной системы координат совпадают с измерительными осями крена, тангажа и рыскания [1, с.17-18, 36 выражение (1.41); 5, с.21-22]. Курс, широта и долгота местоположения аппарата, определяемые проверяемым комплексом, в способе-прототипе не контролируются, а его предполетный контроль точности и работоспособности невозможен.

Известно устройство контроля пилотажных, параметров крена и тангажа - блок сравнения и предельного крена (БСПК-1) [Перескоков А.Н. Приборное оборудование вертолетов МИ-8 (Т, МТ, МТВ, АМТ). - СПб.: Академия ГА. 2003. С.19; Бондарчук И.Е., Харин В.И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета ЯК-40. - М.: Транспорт. 1982. С.205]. Устройство содержит две следящие системы с сельсинами-датчиками двух одинаковых датчиков тангажа и крена аппарата, релейные усилители, выполняющие функции компараторов, и ламельные схемы сигнализации предельных углов крена и тангажа.

Имеет место сравнение одноименных сигналов тангажа и крена резервированных датчиков горизонта пилотажно-навигационного комплекса аппарата. Габариты, вес, энергопотребление, стоимость такого устройства велики, а информационная производительность и достоверность контроля низкие.

Известны устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса, содержащие по три одинаковых датчика тангажа, крена, курса, скорости, высоты, угловых скоростей и мажоритарные блоки обработки их сигналов типа блока контроля крена (БКК), базовая система курса и вертикали (БСКВ), блок формирования и контроля (БФК), блок согласования (БС), блок демпфирующих гироскопов (БДГ) и др. [Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. - М.: Машиностроение, 1991. С.39, 122; Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992. С.291]. Помимо трех одноименных контролируемых датчиков мажоритарные блоки устройств содержат три нелинейных элемента, образующих кворум-элемент, и компараторы. Последние проводят непрерывное сравнение выходных сигналов каждого из трех датчиков с их осредненным сигналом, полученным на выходе кворум-элемента. Разностный сигнал, пропорциональный крену (курсу, тангажу, угловой скорости и тд.), сравнивается с допустимой ошибкой измерения. Точность, достоверность контроля сравнительно высока во всем диапазоне измерения пилотажно-навигационного комплекса. Однако, как и для блока сравнения и предельного крена (БСПК), здесь необходимо избыточное число одноименных проверяемых датчиков, что связано с ростом стоимости, габаритов, энергопотребления, что затруднено или невозможно на легком ЛА. Так для мажоритарного блока БКК (среднее время наработки на отказ Т_БКК=4500 час), при контроле ИКВ-802, достоверность контроля будет Р_Д.БКК=0,9; Т_Д.БКК=19 час.

Известно устройство контроля пилотажно-навигационного комплекса орбитальной ориентации спутника [Орбитальное гирокомпасирование. Под Б.Б.Самотокина. - СПб.: Политехника, 1993. С.42-43], содержащее датчики абсолютных угловых скоростей по осям связанной системы координат и измерительное устройство - однороторную или двухроторную гироорбиту, определяющую углы крена, рыскания, тангажа ориентации спутника. Ошибки ориентации спутника по крену и рысканию взаимосвязаны с проекциями вектора абсолютной угловой скорости аппарата на оси чувствительности датчиков угловых скоростей по продольной и нормальной осям связанной системы координат. Это позволяет по сглаженным и интегрированным сигналам этих датчиков судить об исправности всего пилотажно-навигационного комплекса, совершающего сложное орбитальное движение и измеряемое гироскопическим орбитантом. Так как в исправном комплексе эти ошибки, измеренные высокочувствительными датчиками угловых скоростей, имеют ограниченное значение. Устройство достоверно проверяет датчики угловых скоростей и информацию по крену и рысканию орбитанта. Возможность контроля тангажа, курса, широты и долготы местоположения аппарата отсутствует. Применение данной схемы контроля ограничено только искусственным спутником Земли, где работоспособно специальное измерительное устройство этого пилотажно-навигационного комплекса - гироорбита.

Известно устройство интегральной распределенной вычислительной системы сбора полетной информации, контроля и диагностики бортовых систем "Регата" [Ратникова Н.А. Распределенная вычислительная система "Регата" - основа технологии контроля воздушных судов по состоянию // Авиакосмическое приборостроение, №7, 2004. С.44-52 и др.], содержащая приемные модули аналого-цифрового преобразования (АЦП 24, АЦП 32, АЦП ТП, АЦП ТР, АЦП И, АЦП 16ПТ, АЦП СКТ М, АЦП ПР М, АЦП ТН), частотные преобразователи (ВИ ЧМ, ВИ СЧ, ЧП), контроллеры межмашинного обмена (RS, ТМТ, КПИ М, РК, КПИ), системные управляющие контроллеры (процессоры 200, 300), твердотельный накопитель с процессором 300, цифровой вычислитель, систему единого времени, выносной пульт управления, устройства установки синхронизации и запросов прерывания. Модульное построение аппаратно-программных средств дает возможность наращивания вычислительных мощностей устройства, сигналы в котором обрабатываются на трех уровнях. Верхний уровень проверяет выполнение взаимосвязей параметров состояния проверяемых систем. Средний уровень экспертных систем анализирует текущую и доопытную информацию об отказах по методам теории нечетких выводов с привлечением знаний специалистов экипажа. На нижнем уровне для заданного диапазона изменения нормированных сигналов ведется вероятностно-гарантированная оценка состояния исправности приборов с привлечением известных статистических критериев качества. Предполагается, что известны траектория движения ЛА, совокупность контролируемых параметров и их эталонные области значений. Отклонение нормированных контролируемых параметров и эталонных значений в полете статистически проверяется. Детерминизм значений существенно ограничивает область контроля, а статистика обработки ведет к запаздыванию результата, зависимому и от привлечения к контролю доопытной информации (ее может вообще не быть) и специалистов экипажа, который занят управлением ЛА. Сложность устройства "Регата", как централизованной интегральной системы контроля всего самолета, и, как результат, его низкая собственная надежность отрицательно влияют на достоверность обнаружения отказов отдельных особенно высоконадежных систем самолета, каким и является пилотажно-навигационного комплекс. Степень автоматизации контроля в полете без участия экипажа, наземного предполетного и послеполетного обслуживания по базам данных желательно повысить, что исключительно актуально для беспилотных ЛА [6, с.79].

Наиболее близким к заявляемому устройству контроля пилотажно-навигационного комплекса - прототипом устройства, является система [Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972. С.270-271], содержащая датчики абсолютных угловых скоростей аппарата по продольной, нормальной и поперечной осям связанной системы координат аппарата, датчики углов крена, рыскания, тангажа аппарата, первый, второй, третий дифференциаторы, первую, вторую, третью схемы вычитания, первый, второй, третий компараторы и логическую схему ИЛИ. Датчик абсолютной угловой скорости аппарата по продольной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом первой схемы вычитания, выход которой через первый компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ. При этом датчик угла крена аппарата соединен с первым дифференциатором, выход которого подключен ко второму входу первой схемы вычитания. Датчик абсолютной угловой скорости аппарата по нормальной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом второй схемы вычитания, выход которой через второй компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ. При этом датчик угла рыскания аппарата соединен со вторым дифференциатором, выход которого подключен ко второму входу второй схемы вычитания. Датчик абсолютной угловой скорости аппарата по поперечной оси связанной системы координат соединен с вычитающим входом третьей схемы вычитания, выход которой через третий компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ. При этом датчик угла тангажа аппарата соединен с третьим дифференциатором, выход которого подключен ко второму входу третьей схемы вычитания, изменения этого параметра [7, с.271]. Выход логической схемы ИЛИ является выходом устройства. Устройство контроля, выбранное за прототип, является частным случаем простейшего устройства сравнения сигналов двух датчиков информации, один из которых дает информацию о контролируемом параметре, а другой - о скорости его изменения.

Отсутствие избыточных датчиков, необходимых для обнаружения отказа, сделало целесообразным применение этого устройства в пилотажно-навигационных комплексах легких аппаратов. Оно использует информацию датчиков уже имеющихся на борту и входящих в состав штатного приборного оборудования. Устройство контроля, принятое за прототип, является наименьшим по весу, стоимости, габаритам и энергопотреблению. Достоверность контроля датчиков крена, тангажа, рыскания, датчика абсолютной угловой скорости аппарата по продольной оси связанной системы координат, датчика абсолютной угловой скорости аппарата по нормальной оси связанной системы координат, датчика абсолютной угловой скорости аппарата по поперечной оси связанной системы координат пилотажно-навигационного комплекса с ИКВ-802, ИБД-42 и БЦВМ80 30301 сравнительно велика - Р_Д.2=0,92; Т_Д.2=23 час, что обусловлено простотой программной или микросхемной реализации устройства. Информационная производительность контроля I₂=3,391 бит/с.

Недостатком устройства является его неспособность контролировать датчики широты и долготы пилотажно-навигационного комплекса. Кроме того, его высокая эффективность имеет место лишь в частном случае, при работе на аппарате, совершающем прямолинейный, горизонтальный полет, когда

В общем случае сложного пространственного движения, характерного для легкого, маневренного аппарата, приближенное соотношение (1), лежащее в основе работы устройства контроля - прототипа, не выполняется, так как имеют место следующие точные кинематические соотношения, связывающие производные углов крена , тангажа , рыскания аппарата и проекции ω_X, ω_Y, ω_Z вектора угловой скорости на связанные оси [5, с.22]

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

Основной задачей, на решение которой направлены заявленный способ и устройство, является создание аппаратурно-безызбыточных комплексных систем автоматического управления и контроля повышенной точности, надежности, достоверности контроля с высокими технико-экономическими показателями по весу, габаритам, энергопотреблению, стоимости, удобству их эксплуатации на легком летательном аппарате.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленной группы изобретений, является повышение достоверности обнаружения отказа, информационной производительности, точности контроля параметров с безызбыточными средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости при одновременном повышении эффективности выполнения полетных задач. При этом обеспечивается работа как в полетном, так и предполетном состоянии комплекса, контроль по безынерционным соотношениям, содержащим простейшие арифметические операции, достаточно просто реализуемым на борту летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля пилотажно-навигационного комплекса, основанном на измерении величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата, величины угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата, согласно изобретению одновременно измеряют направления угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата, величины и направления угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса аппарата, определяют сумму величин и направлений угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса, рыскания, тангажа, крена аппарата, а затем полученную величину и направление суммы сравнивают с величиной и направлением абсолютной угловой скорости аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса, содержащее датчик абсолютной угловой скорости аппарата по продольной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом первой схемы вычитания, выход которого через первый компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла крена аппарата, выход которого соединен с первым дифференциатором, датчик абсолютной угловой скорости аппарата по нормальной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом второй схемы вычитания, выход которой через второй компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла рыскания аппарата, второй дифференциатор, датчик абсолютной угловой скорости аппарата по поперечной оси связанной системы координат, выход которого соединен с вычитающим входом третьей схемы вычитания, выход которой через третий компаратор соединен с входом логической схемы ИЛИ, датчик угла тангажа аппарата, выход которого соединен с третьим дифференциатором, дополнительно введены первый, второй, третий, четвертый преобразователи координат, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой функциональные преобразователи, первый, второй, третий сумматоры, четвертая, пятая схемы вычитания, причем первый вход первого преобразователя координат соединен с выходом первого сумматора, входы которого соединены с выходом датчика угловой скорости Земли пилотажно-навигационного комплекса и выходом четвертого дифференциатора, соединенного с выходом датчика долготы пилотажно-навигационного комплекса, второй и третий входы первого преобразователя координат соединены соответственно с выходами первого и второго функциональных преобразователей, входы которых, как и вход пятого дифференциатора, выход которого соединен с четвертым входом первого преобразователя координат, подключены к выходу датчика широты пилотажно-навигационного комплекса, первый вход второго преобразователя координат соединен со вторым выходом первого преобразователя координат, а второй и третий входы - соответственно с выходами третьего и четвертого функциональных преобразователей, входы которых соединены с выходом четвертой схемы вычитания, входы которой подключены к выходам датчиков курса и рыскания пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы второго преобразователя координат соединены соответственно с первым и третьим выходами первого преобразователя координат, первый вход третьего преобразователя координат соединен с выходом пятой схемы вычитания, первый вычитающий вход которой через второй дифференциатор соединен с выходом четвертой схемы вычитания, а второй вход - с третьим выходом второго преобразователя координат, второй и третий входы - соответственно с выходами пятого и шестого функциональных преобразователей, входы которых, как и вход третьего дифференциатора, соединены с выходом датчика тангажа пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы третьего преобразователя координат соединены соответственно со вторым и первым выходами второго преобразователя координат, первый вход четвертого преобразователя координат соединен с выходом второго сумматора, один вход которого соединен с выходом третьего дифференциатора, а другой - с третьим выходом третьего преобразователя координат, второй и третий входы - соответственно с выходами седьмого и восьмого функциональных преобразователей, входы которых соединены с выходом датчика крена пилотажно-навигационного комплекса, четвертый и пятый входы четвертого преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым выходами третьего преобразователя координат, первый выход четвертого преобразователя координат соединен с суммирующим входом второй схемы вычитания, второй выход четвертого преобразователя координат соединен с суммирующим входом третьей схемы вычитания, третий выход четвертого преобразователя координат соединен с третьим сумматором, второй вход которого соединен с выходом первого дифференциатора, а выход - с суммирующим входом первой схемы вычитания.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля пилотажно-навигационного комплекса преобразователь координат содержит последовательно соединенные первый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - со вторым входом преобразователя координат и четвертый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные третий умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - с третьим входом преобразователя координат, шестая схема вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом третьего умножителя, вычитающий вход - с выходом четвертого умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, четвертый вход преобразователя координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами второго и четвертого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - способа и устройства для контроля пилотажно-навигационного комплекса. Технический результат достигается за счет измерения на борту аппарата проекций вектора абсолютной угловой скорости аппарата датчиками абсолютных угловых скоростей по продольной, нормальной и поперечной осям связанной системы координат и сравнения этих проекций с их вычисленными оценками через сумму проекций векторов угловых скоростей Земли, долготы, широты, курса, рыскания, тангажа и крена аппарата, измеренных датчиками контролируемого пилотажно-навигационного комплекса. При появлении существенных отличий суммы этих угловых скоростей от проекций вектора абсолютной угловой скорости аппарата фиксируется отказ пилотажно-навигационного комплекса.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественных всем признакам заявленного способа и устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса, отсутствуют, следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "новизна".

Результаты поиска известных технических решений в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного изобретения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники.

Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата и изобретение не основано на

- дополнении известного устройства-аналога какой-либо известной частью, присоединенной к нему по известным правилам, для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно этого дополнения;

- замене какой-либо части устройства-аналога другой известной частью для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно такого дополнения;

- исключении какой-либо части устройства-аналога с одновременным исключением, обусловленной ее наличием функции, и достижением обычного для такого исключения результата;

- увеличении количества однотипных элементов для усиления технического результата, обусловленного наличием в устройстве именно таких элементов;

- выполнении известного устройства-аналога или его части из известного материала для достижения технического результата обусловленного известными свойствами материала;

- создание устройства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между которыми осуществлены на основании известных правил и достигаемый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого устройства и связей между ними;

- изменении количественного признака (признаков) устройства и предоставленнии таких признаков во взаимосвязи либо изменение вида взаимосвязи, если известен факт влияния каждого из них на технический результат и новые значения этих признаков или их взаимосвязь могли быть получены исходя из известных зависимостей, следовательно, заявленное изобретение соответствует "изобретательскому уровню".

Сущность изобретения поясняется фиг.1, 2, 3, 4.

На фиг.1 изображено положение систем координат, скоростей, углов, угловых скоростей аппарата относительно инерциальной системы координат и Земли, где приняты следующие обозначения:

- инерциальная, геоцентрическая система координат;

- геоцентрическая, земная, неподвижная система координат;

- геоцентрическая, земная, ориентированная по меридиану места;

- неподвижная, горизонтальная, географически ориентированная система координат; направление на север (N); направление на запад (W);

- ортодромическая система координат;

Ω - угловая скорость вращения Земли;

λ, φ, K - долгота, широта, курс аппарата;

ω_ξ, ω_η, ω_ξ - угловые скорости перемещения точки места аппарата;

V_ξ, V_η, V_ζ - линейные скорости перемещения точки места аппарата.

На фиг.2 изображено положение систем координат, скоростей, углов, угловых скоростей аппарата относительно неподвижной, горизонтальной, географически ориентированной системы координат , и приняты следующие обозначения:

- горизонтальная, земная, неподвижная система координат, ось которой направлена по движению аппарата;

- связанная система координат аппарата;

- система координат поворота аппарата на угол υ;

ψ, υ, γ - углы рыскания, тангажа, крена;

- гироскопический курс;

, , , - угловые скорости рыскания, тангажа, крена, курса аппарата;

ω_X, ω_Y, ω_Z - проекции вектора абсолютной угловой скорости аппарата на оси связанной системы координат.

На фиг.3 приведена структурная схема устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:

1-1, 1-2, 1-3 - датчик абсолютной угловой скорости по продольной оси связанной системы координат, датчик абсолютной угловой скорости по нормальной оси связанной система координат, датчик абсолютной угловой скорости по поперечной оси связанной системы координат;

2-1, 2-2, 2-3, 2-4, 2-5 - первая, вторая, третья, четвертая, пятая схемы вычитания;

3-1, 3-2, 3-3 - первый, второй, третий компараторы;

4 - логическая схема ИЛИ;

5 - датчик угла крена аппарата;

6-1, 6-2, 6-3, 6-4, 6-5 - первый, второй, третий, четвертый, пятый дифференциаторы;

7-1, 7-2, 7-3 - первый, второй, третий сумматоры;

8 - датчик угла тангажа;

9 - датчик угла долготы;

10 - датчик угловой скорости Земли;

11-1, 11-2, 11-3, 11-4 - первый, второй, третий, четвертый преобразователи координат;

12 - датчик угла широты;

13-1, 13-2, 13-3, 13-4, 13-5, 13-6, 13-7, 13-8 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой функциональные преобразователи;

14 - датчик угла курса.

На фиг.4 приведена структурная схема преобразователя координат по п.3 формулы, где приняты следующие обозначения:

2-6 - шестая схема вычитания;

7-4 - четвертый сумматор;

15-1, 15-2, 15-3, 15-4 - первый, второй, третий, четвертый умножители.

Сущность способа контроля пилотажно-навигационного комплекса поясняется чертежами (фиг.1, 2) и состоит в сравнении величины и направления измеренного вектора абсолютной угловой скорости аппарата и его оценки полученной по сигналам датчиков проверяемого комплекса. Контроль ведется как на предполетном, так и полетном этапах работы комплекса и включает сравнение проекций ω_X, ω_Y, ω_Z, измеренного вектора абсолютной угловой скорости, и их вычисленных значений , , по сигналам датчиков угловой скорости Земли Ω, долготы λ, широты φ, курса K, рыскания ψ, тангажа и крена γ аппарата. Векторное уравнение кинематики углового движения аппарата в инерциальном пространстве имеет вид

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