Способ и устройство для определения навигационных данных

Способ и устройство для определения навигационных данных

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к способу для определения навигационных данных и устройству для осуществления этого способа.

Для обеспечения навигации, в частности в авиации, ужесточаются требования к целостности информации об истинном курсе и углах ориентации или положения. Эту целостность обеспечивают с помощью надежных систем определения места и курса и аппаратуры резервирования, такой как множество установок и аварийных приборов.

Для увеличения точности применяют гибридные системы, в которых объединены инерциальная навигационная платформа и спутниковая навигационная система посредством фильтра Калмана.

Кроме точности конкретного параметра важную роль в авиации играет его целостность. Однако целостности одной только спутниковой навигационной системы недостаточно для всех применений в авиации. В частности это касается ситуации, когда спутниковая навигационная система влияет на определение положения. Если спутниковая навигационная система также использована в аппаратуре резервирования, то целостность спутниковой навигационной системы определяет по существу целостность всей навигационной системы. Однако целостность спутниковой навигационной системы ограничена снизу. Таким образом, целостность гибридных систем в единичном или множестве применений также ограничена.

Целостность выражает вероятность, в соответствии с которой ошибка результата измерения, такого как, например, данные о положении, не превышает заданного порога.

Например, целостность могут определять по максимальной допустимой частоте появления ошибок в течение единицы отсчета. В данном случае ошибочным измерением является измерение, результаты которого отклоняются от опорного значения более чем на значение допуска. Опорное значение может представлять собой фактическое значение или измеряемое количественное значение, основанное на предыдущих измерениях.

Единица отсчета, по отношению к которой определяют частоту появления ошибок, может являться любой единицей, подходящей для измерений изменения положения или курса. Единица отсчета может быть, например, единицей времени, такой как, например, минуты, часы или сутки. Далее, частоту появления ошибок определяют путем деления количества нарушений заданной границы ошибки (т.е. количества ошибочных измерений) на выбранную единицу времени. Частоту появления ошибок при этом обозначают, например, как количество ошибок в час. Единица отсчета также может быть, например, единицей длины, такой как, например, метр, километр, морские мили. Целостность при этом могут, например, обозначать как количество ошибок (т.е. количество нарушений границы ошибки) на морскую милю. Единица отсчета также может обозначать градусы относительно широты и долготы земной поверхности, такие как, например, градус, угловая минута или угловая секунда. Целостность при этом обозначают, например, как количество ошибок на угловую минуту.

Высокая целостность достигается при очень малом количестве ошибочных измерений - например, если ошибочные измерения происходят значительно реже, чем раз в тысячу лет (что соответствует целостности приблизительно 10^-7 в час).

Для авиации и мореплавания, в частности, важна целостность данных об угле крена и угле тангажа или килевой качки (углы положения или ориентации), а также истинном курсе, так как они описывают ориентацию судов и летательных аппаратов в пространстве. Если, например, угол крена судна становится слишком большим, появляется опасность его опрокидывания. Кроме того, расчет управляемого виража (на воде или в воздухе) могут производить по углу крена. Если при заходе на посадку летательного аппарата угол тангажа определен неправильно, безопасность посадки будет под угрозой.

При отклонении результата измерения одного из углов от соответствующего опорного значения более чем на значение допуска истинный курс или углы ориентации будут измерены неправильно. Опорное значение может представлять собой фактическое значение угла или значение угла, интерполируемое по данным предыдущих измерений.

В соответствии с положением и маневром транспортного средства требования к частоте, с которой происходят допустимые ошибочные измерения, и, следовательно, к целостности могут быть различной степени строгости. Для судна в спокойной воде в открытом море, для летательного аппарата, жестко связанного с судном либо стоящего на земле, или для летательного аппарата на большой высоте требования к целостности ниже, нежели для судна в бурном море либо рядом с береговой линией или для летательного аппарата, заходящего на посадку.

Обычные значения допуска в авиации составляют от 4° до 5° для отклонения результатов измерения углов ориентации от соответствующих опорных значений и приблизительно 10° для отклонений результатов измерения истинного курса от соответствующих опорных значений. На основе этих значений допуска навигационные системы летательных аппаратов с высокой целостностью должны обеспечивать вероятность выхода за пределы значений допуска для результатов измерения углов ориентации менее 10^-9 в час (т.е. менее 10^-9 ошибочных измерений углов ориентации в час или приблизительно одно ошибочное измерение за 100000 лет) или для результатов измерения истинного курса менее 10^-7 в час (т.е. менее 10^-7 ошибочных измерений истинного курса в час или приблизительно одно ошибочное измерение за 1000 лет).

Для обеспечения высокой точности угловых измерений в обычных системах применяют гибридные навигационные платформы, связывающие инерциальные навигационные платформы со спутниковыми навигационными системами посредством фильтров Калмана.

Результаты измерения инерциальной навигационной платформы во время этого процесса получают с помощью датчиков ускорения и датчиков угловой скорости. В качестве датчиков угловой скорости можно использовать механические гироскопы, оптоволоконные датчики угловой скорости, лазерные гироскопы или электромеханические микродатчики угловой скорости. В настоящее время в качестве датчиков ускорения часто применяют микромеханические датчики. В данном случае, в частности для определения истинного курса, в процессе инициализации системы делают привязку к скорости вращения Земли и направлению силы тяжести. Горизонтальная составляющая скорости вращения Земли, которую необходимо определять для этого процесса, с увеличением географической широты уменьшается, т.е. с приближением к полюсам определение курса становится менее точным.

Спутниковая навигационная система может представлять собой систему глобального позиционирования (GPS) или любую другую навигационную систему, такую как Galileo, GLONASS или Compass. Спутниковая навигационная система может определять положение и скорость транспортных средств с помощью измерения расстояния до по меньшей мере четырех спутников, находящихся на околоземной орбите. В «слабо связанных системах» в качестве результата измерения в фильтре Калмана используют данные о положении и скорости, обеспечиваемые спутниковой навигационной системой. А в «сильно связанных системах» в качестве результатов измерения в фильтре Калмана используют данные о расстояниях до отдельных спутников и их изменениях. Это позволяет обнаруживать и не использовать ошибочные спутники и рассчитывать частоты появления ошибок и целостность, исключая лишние измерения. Однако по сравнению со «слабо связанными системами» это требует обработки значительно большего количества данных.

Инерциальные навигационные платформы и спутниковые навигационные системы могут передавать определенные ими результаты измерения в фильтр Калмана. На основе ранее полученных результатов измерения от спутников фильтр Калмана может рассчитывать величину коррекции для текущей ориентации/текущего положения транспортного средства. Чтобы это было возможно, гибридная навигационная платформа должна быть подвержена перемещениям с ускорением.

Благодаря этой связи абсолютной системы позиционирования в виде спутниковой навигационной системы с относительной системой в виде инерциальной навигационной платформы с помощью фильтра Калмана можно создавать данные с быстрым схождением и высокоточные данные об ориентации и положении касательно динамических перемещений транспортного средства, длящихся в течение определенного времени, причем точность этих данных значительно превышает точность чисто инерциальных навигационных платформ. В частности, возможно высокоточное определение истинного курса, так как данные о положении не зависят от географической широты, на которой расположена навигационная платформа, в отличие от результатов измерения чисто инерциальных навигационных платформ.

Однако трудность в этом процессе состоит в том, что достигаемая высокая точность определения ориентации, параметров курса и положения зависит только от целостности спутниковой навигационной системы и в том, например, что углы позиционирования/ориентации нельзя определить с достаточно высокой целостностью, требуемой в авиации, 10^-9 в час. Целостность слабо связанных гибридных систем 10^-4 в час (без дополнительного наземного контроля целостности, например у спутниковой системы контроля и коррекции (SVAS) и наземной системы контроля и коррекции (GBAS)) и 10^-7 в час (с наземным контролем целостности) не удовлетворяет требованиям, предъявляемым в авиации.

Таким образом, с помощью данных, предоставляемых слабо связанными спутниковыми навигационными системами, невозможно инициализировать гибридные навигационные платформы так, чтобы обеспечивать высокую целостность, поскольку недостаточно высокая целостность спутниковой навигационной системы передается гибридной навигационной платформе. Следовательно, для летательного аппарата, взлетающего, например, с судна, обычной гибридной навигационной платформой не может быть обеспечена достаточно высокая целостность.

Таким образом, целью изобретения является создание способа и устройства для определения навигационных данных, обеспечивающих высокую целостность.

Эта цель достигается в соответствии с изобретением посредством способа, признаки которого указаны в пункте 1 формулы изобретения, и посредством устройства, признаки которого указаны в остальных независимых пунктах формулы изобретения.

Преимущественные варианты осуществления способа или устройства указаны в зависимых пунктах формулы изобретения.

Способ в соответствии с изобретением для определения навигационных данных предусматривает следующие этапы: определение результатов измерения углов ориентации с помощью первого навигационного устройства и инициализация второго навигационного устройства с помощью результатов измерения углов ориентации, определенных первым навигационным устройством. В этом процессе в первое навигационное устройство и во второе навигационное устройство от датчикового блока поступают результаты измерения угловой скорости и ускорения для определения результатов измерения углов ориентации. Дополнительно, вероятность осуществления ошибочных измерений углов ориентации первым навигационным устройством ниже заданной частоты появления ошибок углов ориентации. Вероятность осуществления ошибочных измерений углов ориентации вторым навигационным устройством, напротив, выше заданной частоты появления ошибок углов ориентации. В данном случае если один из определенных результатов измерения углов ориентации отклоняется от соответствующего опорного значения углов ориентации на значение, которое больше заданного значения допуска углов ориентации, то имеет место ошибочное измерение углов ориентации.

Устройство в соответствии с настоящим изобретением для определения навигационных данных содержит первое навигационное устройство для определения результатов измерения углов ориентации, второе навигационное устройство для определения результатов измерения углов ориентации и датчиковый блок, выполненный с возможностью передачи в первое навигационное устройство и второе навигационное устройство результатов измерения угловой скорости и ускорения для определения результатов измерения углов ориентации. В этом процессе второе навигационное устройство инициализируют с помощью результатов измерения углов ориентации, определенных первым навигационным устройством. Дополнительно, вероятность осуществления ошибочных измерений углов ориентации первым навигационным устройством ниже заданной частоты появления ошибок углов ориентации. Дополнительно, вероятность осуществления ошибочных измерений углов ориентации вторым навигационным устройством выше заданной частоты появления ошибок углов ориентации. В данном случае если один из определенных результатов измерения углов ориентации отклоняется от соответствующего опорного значения углов ориентации на значение, которое больше заданного значения допуска углов ориентации, то имеет место ошибочное измерение углов ориентации.

Это обеспечивает инициализацию второго навигационного устройства с помощью результатов измерения, удовлетворяющих более высоким требованиям к целостности, нежели требованиям, которым может удовлетворять само второе навигационное устройство.

Следовательно, высокую целостность первого навигационного устройства можно сочетать с преимущественными характеристиками (например, высокой точностью измерения данных о положении и ориентации) второго навигационного устройства. Например, первое навигационное устройство может представлять собой инерциальную навигационную платформу, как описано выше, а второе навигационное устройство может представлять собой гибридную навигационную платформу, как описано выше.

В ситуации в соответствии с изобретением рассмотрен вертолет, расположенный на корабле. Цель состоит в обеспечении данных об истинном курсе и углах ориентации после фазы инициализации и ориентирования гибридной системы с требуемыми точностью и целостностью.

Для этого предложенная система содержит чисто инерциальную навигационную платформу и гибридную навигационную платформу.

Сначала инерциальная система производит типовую выставку по гирокомпасу. Для этого система должна совершать только те перемещения с ускорением, которые не содержат среднего значения при рассмотрении за период выставки. Далее, после завершения динамической выставки по гирокомпасу инерциальную навигационную платформу инициализируют и при этом получают данные об истинном курсе/углах ориентации. Однако из-за перемещения достигаемая точность недостаточна для работы в навигационном режиме, и систему задействуют в режиме задания опорных значений этих углов.

Альтернативно, также могут производить предстартовую выставку курса (т.е. определение курса) посредством магнитного датчика (т.е. компаса) или посредством ввода текущего курса пилотом. Точность и целостность данных курса, инициализируемых посредством этого альтернативного способа, должны быть согласованы с требованиями к целостности в рамках данного варианта применения. Однако из-за ограниченной точности этот способ также не подходит для обеспечения возможности работы системы в навигационном режиме.

Гибридную навигационную платформу инициализируют с помощью данных об истинном курсе/углах ориентации инерциальной навигационной платформы. Это позволяет применять в фильтре Калмана линейную модель изменения ошибки.

Во время инициализации точность и целостность гибридной и инерциальной платформ одинаковы.

На основе перемещений с ускорением, происходящих после инициализации или выставки, при маневрах корабля или движении летательного аппарата, фильтр Калмана может рассчитывать системные ошибки с помощью GPS-измерений и использовать их для коррекции. Это приводит к быстрому увеличению точности данных об истинном курсе/углах ориентации гибридной платформы. Если рассчитанная точность достигает заданных значений, истинный курс/углы ориентации гибридной платформы устанавливают действительными. На этот момент доступны высокоточные данные об истинном курсе/углах ориентации, которые, однако, из-за использования GPS-измерений характеризуются пониженной целостностью по сравнению с исходным состоянием и которые, следовательно, не удовлетворяют требованиям.

Для использования высокоточных данных, получаемых в гибридной системе, для инерциальной навигационной платформы с высокой целостностью применен нижеследующий подход.

Если разности между курсовыми углами/углами ориентации гибридной и инерциальной платформ не превышают допустимых пороговых значений, являющихся неизменными для обеспечения целостности, то целостность в момент сравнения для истинного курса/углов ориентации гибридной платформы, на которые влияют GPS-измерения, можно расценивать как надлежащую. В этом случае инерциальную платформу можно повторно инициализировать с помощью высокоточных данных об истинном курсе/углах ориентации гибридной платформы. После этой повторной инициализации высокоточные данные об истинном курсе/углах ориентации доступны для инерциальной платформы с требуемой целостностью, и систему можно переводить из режима задания опорных значений истинного курса/углов ориентации в навигационный режим.

Изобретение раскрыто на основе вариантов его осуществления со ссылками на соответствующие фигуры.

На ФИГ. 1А и 1В схематически проиллюстрирована навигация судов и летательных аппаратов.

На ФИГ. 2А-2С схематически представлены угол ориентации и путевой угол транспортного средства.

На ФИГ. 3 схематически представлено устройство для определения навигационных данных в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

На ФИГ. 4 схематически представлен алгоритм способа для определения навигационных данных в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Элементы и группы элементов, соответствующие друг другу, на фигурах имеют одинаковые позиционные обозначения.

На ФИГ. 1А показано судно 110. Судно 110 может представлять собой любой корабль любого размера. Судно может представлять собой, например, спортивный катер, рыболовецкое судно, яхту, крейсер, фрегат, линкор или авианосец.

На судне 110 может находиться летательный аппарат 120. Летательный аппарат 120 может представлять собой, например, вертолет, самолет или ракету. В соответствии с изобретением судно 110 является яхтой, а летательный аппарат 120 - вертолетом.

Судно 110 может идти по курсу 130. Для определения курса 130 судно содержит различные навигационные системы. С помощью этих навигационных систем судно 110 может определять свое положение (долготу и широту), свою ориентацию относительно Северного полюса (путевой угол), свой наклон в сторону (угол крена), свой наклон вперед (угол килевой качки) и свою скорость.

Летательный аппарат 120 надежно соединен с судном 110 и, следовательно, характеризуется такими же данными о положении. Хотя навигация на воде должна удовлетворять требованиям, отличным от требований, предъявляемым к навигации в воздухе, тем не менее летательный аппарат 120 в процессе взлета с судна 110 необходимо обеспечивать навигационными данными, удовлетворяющими требованиям авиации.

На ФИГ. 1В показан летательный аппарат 120, идущий по курсу 130, после его отделения от судна 110. Летательный аппарат 120 может в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения взлетать с места, отличного от судна 110, например, с земли или с поверхности воды. В соответствии с вариантом осуществления изобретения летательный аппарат 120 является самолетом.

Навигационные данные, доступные летательному аппарату 120, обычно должны отвечать строгим требованиям. В частности, целостность измерений, производимых бортовыми навигационными системами летательного аппарата 120, должна быть достаточно высокой для предотвращения ошибочного определения положения/ориентации и, следовательно, опасных ситуаций.

Как объяснено выше, для авиации и мореплавания, в частности, важна целостность данных об угле крена и угле тангажа или килевой качки (углы ориентации), а также истинном курсе, так как они описывают ориентацию летательного аппарата или судна 110, 120 в пространстве.

Углы ориентации и курсовые углы проиллюстрированы на ФИГ. 2А-2С.

На ФИГ. 2А показан угол r крена на примере судна 210. Угол r крена является углом ориентации и описывает поворот поперечной оси судна относительно горизонтали. Угол крена считается положительным, если правый борт (при рассмотрении спереди) судна наклонен к воде. В данном случае ось поворота, перпендикулярная плоскости, в которой измеряют угол крена, наклонена относительно горизонтальной плоскости на угол килевой качки, т.е. плоскость измерения угла крена не является вертикальной. Угол r крена может быть отличным от нуля вследствие маневров судна 210, из-за неравномерного распределения грузов на судне 210 или из-за движения воды 250.

На ФИГ. 2В показан дополнительный угол ориентации - угол n килевой качки. Угол килевой качки описывает поворот продольной оси судна относительно горизонтали. Плоскостью измерения угла килевой качки является плоскость, в которой лежит продольная ось судна и которая перпендикулярна горизонтальной плоскости, т.е. вертикальная плоскость. Если продольная ось судна, рассматриваемая в прямом направлении, проходит выше горизонтальной плоскости, угол килевой качки считается положительным. Как и угол r крена, угол n килевой качки может быть отличным от нуля вследствие маневров судна 210, из-за неравномерного распределения грузов на судне 210 или из-за движения воды 250.

Углы ориентации летательного аппарата определяют аналогично углам ориентации судна 210. Углы ориентации летательного аппарата определяются по существу маневрами летательного аппарата, но также могут зависеть от грузов на летательном аппарате или плотности воздушных слоев и характеристик ветра.

На ФИГ. 2С показан истинный курс k судна 210. Истинный курс k представляет собой угол между проекцией продольной оси судна, лежащей в плоскости килевой качки, на горизонтальную плоскость и направлением на географический север, лежащим в этой плоскости.

Истинный курс k считается положительным в восточных направлениях. Истинный курс летательного аппарата определяют аналогично курсовому углу судна 210.

Как описано выше, с помощью данных, предоставляемых слабо связанными спутниковыми навигационными системами, невозможно инициализировать гибридные навигационные платформы так, чтобы обеспечивать высокую целостность для определения углов ориентации и истинного курса, поскольку недостаточно высокая целостность спутниковой навигационной системы передается гибридным навигационным платформам. Следовательно, в частности, для летательного аппарата, взлетающего с судна, посредством обычной гибридной навигационной платформы не может быть обеспечена достаточно высокая целостность.

На ФИГ. 3 схематически показано устройство в соответствии с вариантом осуществления изобретения, подходящее для решения этой проблемы.

Устройство 300 содержит первое навигационное устройство 310 и второе навигационное устройство 320. В оба этих навигационных устройства от обычного датчикового блока 330 поступают данные измерения инерциальной системы отсчета, такие как данные об ускорении или значения угловой скорости. Все компоненты устройства 300 расположены на летательном аппарате.

Датчиковый блок 330 содержит три датчика угловой скорости и три датчика ускорения. Датчик угловой скорости может представлять собой механический гироскоп, оптоволоконный датчик угловой скорости, лазерный гироскоп или микромеханический датчик угловой скорости. В качестве датчика ускорения может быть использован микромеханический датчик.

Первое навигационное устройство 310 и второе навигационное устройство 320 выполнены с возможностью определения курса и углов ориентации транспортного средства. Транспортное средство может представлять собой судно, летательный аппарат или наземное транспортное средство.

Первое и второе навигационные устройства 310, 320 выполнены с возможностью передачи определенных ими результатов измерения курса и углов ориентации посредством первого выходного канала 334 и второго выходного канала 337. Результаты измерения, определенные первым и вторым навигационными устройствами 310, 320, могут быть, например, отображены водителю транспортного средства. Дополнительно, первое и второе навигационные устройства 310, 320 выполнены с возможностью обмена результатами измерения посредством информационного соединения 332.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения первое навигационное устройство содержит первую навигационную платформу, выполненную с возможностью определения результатов измерения курса и углов ориентации с помощью результатов измерения, получаемых датчиковым блоком 330.

Второе навигационное устройство 320 содержит вторую навигационную платформу 322, спутниковую навигационную систему 324 и фильтр 326 Калмана. Вторая навигационная платформа 322 может определять результаты измерения курса и углов ориентации с помощью результатов измерения, получаемых датчиковым блоком 330.

Спутниковая навигационная система 324 выполнена с возможностью определения положения и скорости транспортного средства с помощью измерения расстояния до по меньшей мере четырех спутников, находящихся на околоземной орбите. Спутниковая навигационная система 324 может представлять собой систему глобального позиционирования (GPS) или любую другую навигационную систему, такую как, например, Galileo, GLONASS или Compass.

Вторая навигационная платформа 322 и спутниковая навигационная система 324 выполнены с возможностью передачи определенных ими результатов измерения положения и скорости в фильтр Калмана 326. На основе ранее полученных результатов измерения фильтр 326 Калмана может рассчитывать имеющиеся на текущий момент ошибки данных об истинном курсе и углах ориентации, положении, скорости, а также ошибки датчиков угловой скорости и ускорения. Выводимые в этом процессе корректировочные значения передают во вторую навигационную платформу 322 посредством соединения 336. Скорректировнные таким образом результаты измерения второй навигационной платформы передают на выход посредством второго выходного канала 337.

Первое навигационное устройство 310 или первая навигационная платформа, соответственно, может определять результаты измерения истинного курса и углов ориентации для транспортного средства. В этом процессе первое навигационное устройство 310 характеризуется целостностью, которая выше, нежели заданная целостность углов ориентации, т.е. вероятность ошибочных измерений углов ориентации, определенных первым навигационным устройством 310, ниже заданной частоты появления ошибок углов ориентации. Заданная частота появления ошибок углов ориентации в этом процессе может составлять 10^-9 в час.

Второе навигационное устройство 320 выполнено с возможностью определения независимо от первого навигационного устройства 310 результатов измерения углов ориентации для транспортного средства на основе инициализации с помощью результатов измерения углов ориентации первого навигационного устройства 310. В данном случае благодаря данным измерения спутниковой навигационной системы 324 и благодаря фильтру 326 Калмана точность данных измерения непрерывно увеличивается. Одновременно целостность второго навигационного устройства 320 уменьшается из-за влияния результатов измерения спутниковой навигационной системы 324.

Следовательно, второе навигационное устройство 320 характеризуется более низкой целостностью, нежели первое навигационное устройство 310. Вероятность осуществления ошибочных измерений углов ориентации вторым навигационным устройством 320 выше заданной частоты появления ошибок углов ориентации.

Если один из результатов измерения углов ориентации отклоняется от опорного значения углов ориентации на значение, которое больше заданного значения допуска углов ориентации, то имеют место ошибочные измерения углов ориентации. Опорное значение угла ориентации может представлять собой фактическое значение угла или может представлять собой значение угла ориентации, рассчитываемое и интерполируемое по предыдущим результатам измерения.

Значение допуска углов ориентации можно регулировать в зависимости от ситуации. Например, значение допуска углов ориентации во время захода на посадку или во время взлета летательного аппарата может быть ниже, нежели во время полета на больших высотах. Значение допуска углов ориентации также может быть заданным и/или постоянным. Значение допуска углов ориентации может составлять от 4° до 5°.

Первое навигационное устройство 310 также может определять результаты измерения истинного курса для транспортного средства. Первое навигационное устройство 310 может определять результаты измерения истинного курса посредством первой навигационной платформы. Первое навигационное устройство 310 может определять результаты измерения истинного курса до или после определения результатов измерения углов ориентации или также одновременно с определением результатов значений углов ориентации.

Первое навигационное устройство 310 в этом процессе характеризуется целостностью, которая выше, нежели заданная целостность истинного курса, т.е. вероятность ошибочных измерений истинного курса, определенных первым навигационным устройством 310, ниже заданной частоты появления ошибок истинного курса. Заданная частота появления ошибок истинного курса в этом процессе может составлять 10^-7 в час.

Если результат измерения истинного курса отклоняется от опорного значения истинного курса на значение, которое больше заданного значения допуска истинного курса, то имеют место ошибочные измерения истинного курса. Опорное значение истинного курса может представлять собой фактическое значение истинного курса.

Значение допуска истинного курса можно регулировать в зависимости от ситуации. Например, значение допуска истинного курса во время свободного полета может быть больше, нежели во время захода на посадку. Значение допуска истинного курса также может быть заданным и/или постоянным и может составлять, например, 10°.

Результат измерения истинного курса первого навигационного устройства 310 также может быть инициализирован с помощью магнитного датчика, такого как, например, магнитный компас. Результаты измерения истинного курса также могут быть инициализированы вручную. В этом процессе не должна быть превышена заданная частота появления ошибок истинного курса.

Посредством информационного соединения 332 результаты измерения углов ориентации и результат измерения истинного курса передают во второе навигационное устройство 320. Второе навигационное устройство 320 затем инициализируют с помощью этих результатов измерения. Это обеспечивает инициализацию второго навигационного устройства 320 с помощью результатов измерения, удовлетворяющих более высоким требованиям к целостности, нежели требованиям, которым может удовлетворять само второе навигационное устройство 320.

После инициализации второго навигационного устройства 320 с помощью результатов измерения первого навигационного устройства 310 второе навигационное устройство 320 определяет результаты измерения истинного курса и угла ориентации. Для этого транспортное средство, предпочтительно летательный аппарат, на котором расположено второе навигационное устройство 320, должен перемещаться с ускорением для запуска расчета ошибки фильтра 326 Калмана. Перемещение с ускорением может быть обеспечено маневрами корабля, на котором зафиксирован летательный аппарат, или движениями взлетающего летательного аппарата.

Хотя результаты измерения истинного курса и угла ориентации определяет первое навигационное устройство 310, второе навигационное устройство 320 тоже определяет результаты измерения истинного курса и угла ориентации. Схождение фильтра 326 Калмана может быть опознано по изменению рассчитанных ошибок. Если рассчитанные точности ошибок ниже заданных пороговых значений, то достигается устойчивое состояние и результаты измерения углов ориентации и результаты измерения истинного курса второго навигационного устройства 320 устанавливают действительными.

Для обеспечения возможности повторной инициализации первого навигационного устройства 310 с использованием актуальных более точных результатов измерения истинного курса и угла ориентации второго навигационного устройства 320 сравнивают определенные результаты измерения угловых перемещений первого и второго навигационных устройств 310, 320. Для обеспечения высокого качества определения положения, а также высокой целостности данных об курсовых углах и углах ориентации позволяют осуществлять повторную инициализацию первого навигационного устройства 310 и перевод первого навигационного устройства 310 в навигационный режим на основе результатов измерения, определенных вторым навигационным устройством 320, только если отклонение результатов измерения угловых параметров, определенных первым и вторым навигационными устройствами 310, 320, лежит в пределах угловых значений допуска, заданных требованиями к целостности.

Это позволяет передавать высокую целостность первого навигационного устройства 310 высокоточным результатам измерения второго навигационного устройства 320 в момент проверки или контроля. Более точные результаты измерения второго навигационного устройства 320, таким образом, подходят для повторной инициализации первого навигационного устройства 310 без потери его высокой целостности.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения устройство, расположенное на летательном аппарате 120 и состоящее из первого навигационного устройства 310 и второго навигационного устройства 320, запускают после взлета летательного аппарата 120, расположенного на судне 110, как показано на ФИГ. 1А. Второе навигационное устройство 320 получает результаты измерения углов ориентации от первого навигационного устройства 310.

Хотя первое навигационное устройство 310 определяет результаты измерения угловых параметров в первый раз, летательный аппарат 120 и судно 110 остаются в покое и не подвергаются действию ускорений. Однако устройство 300, расположенное на летательном аппарате, также может быть подвержено действию таких ускорений, которые со временем перестают действовать. Это могут быть, например, перемещения судна 110, вызванные действием морской воды.

После передачи результатов измерения первого навигационного устройства 310 во второе навигационное устройство 320 и инициализации второго навигационного устройства 320 с помощью этих результатов измерения летательный аппарат 120 может взлетать. В этом процессе определение истинного курса и углов ориентации изначально осуществляют посредством первого навигационного устройства 310, которое определяет дополнительные результаты измерения угловых параметров, в то время как второе навигационное устройство 320 непрерывно определяет результаты измерения истинного курса и углов ориентации.

Результаты измерения угловых параметров, определенные в этом процессе первым и вторым навигационными устройствами 310, 320, сравнивают для проверки действительности результатов измерения углов ориентации и истинного курса второго навигационного устройства 320. Для обеспечения высокого качества определения положения, а также высокой целостности далее позволяют осуществлять навигацию летательного аппарата 120 на основе результатов измерения, определенных вторым навигационным устройством 320, только если отклонение результатов измерения угловых параметров, определенных первым и вторым навигационными устройствами 310, 320, лежит в пределах угловых значений допуска, заданных требованиями к целостности. Значения допуска углов ориентации могут составлять, например, от 4° до 5°. Значение допуска истинного курса может составлять, например, 10°. Также могут быть заданы другие значения допуска.

После обеспечения полноценного функционирования второго навигационного устройства 320 вслед