Способ контроля пилотажно-навигационного комплекса и устройство для его осуществления

Способ контроля пилотажно-навигационного комплекса и устройство для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области комплексного автономного контроля пилотажно-навигационных систем управления летательными аппаратами, и в частности к средствам аппаратурно-безызбыточного контроля ориентации и навигации пилотируемых и беспилотных 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-навигационной системы 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.Б, 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 системы. 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 гипотез контроля. Такой контроль при широких диапазонах изменения проверяемых пилотажно-навигационных сигналов рыскания, крена, тангажа, широты, долготы, скорости, координат аппарата крайне затруднен.

Известен и широко применяется способ контроля пилотажно-навигационного комплекса 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.И. Кузнецова. 2009; Бородин В.Г 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 Р_Д1 обнаружения отказа именно датчиков комплекса, содержащего например типовые элементы: инерциальную курсовертикаль ИКВ-802 (среднее время наработки на отказ Т_ИКВ==500 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 [2, 3]. Достоверность и время достоверного контроля при полетном времени t_П=2 часа требуют большого объема регламентных, предполетных работ [4]. Мажоритарный контроль обладает полной автономностью обнаружения отказов. Надежность пилотажно-навигационного комплекса при этом очень велика и составляет Т_ПНК=12490 час.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса с применением 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 [5, с. 205; 6, 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., опубл. 2009, БИ №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 системы: местоположение объекта, курс, широту, долготу. Достоверность и информационная производительность контроля всего пилотажно-навигационного комплекса сравнительно невелика.

Известен способ-прототип контроля пилотажно-навигационного комплекса (Пат, 2440595 РФ, МКИ G05B 23/00. Способ и устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса. Опубл. 2012, БИ №2). Способ контроля пилотажно-навигационного комплекса основан на измерении величины и направления абсолютной угловой скорости аппарата, величины и направления угловых скоростей крена, тангажа, рыскания аппарата, а также 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.

Недостатком известного способа-прототипа является контроль угловых движений объекта. В наиболее простой форме он позволяет вести контроль большого числа параметров угловой ориентации современного самолета. Однако он определяет ее неисправности: по текущим линейным перемещениям подвижного объекта на маршруте, погрешности работы навигационных датчиков линейных скоростей самолета относительно Земли и воздушной среды, датчика курса, типовой схемы вычислителя навигационных параметров, что имеет первостепенное значение для безопасности полета.

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.), содержащее приемные модули аналого-цифрового преобразования (АЦП 24, АЦП 32, АЦП ТП, АЦП TP, 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-навигационный 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 [7, с. 79].

Известна схема контроля аналого-цифрового навигационного вычислительного устройства НВУ - Б3 (Козарук В.В. Навигационно-пилотажный комплекс самолета ТУ-154 и его эксплуатация. М.: Машиностроение, 1993. С. 66; Анненков Н.П. Приборы и навигационно-пилотажное оборудование самолетов ТУ-154 и ТУ-154Б. М.: Транспорт, 1980. С. 63; Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992. С. 316; Навигационное вычислительное устройство НВУ-Б3 сер. 03. Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию, и др.). Устройство содержит датчик воздушной скорости, датчик курса, доплеровский измеритель скорости и сноса, радиотехническую систему ближней навигации, аналого-цифровой вычислитель, счетчик, указатели. В основу работы устройства положен алгоритм воздушно-доплеровского комплексного счисления пути в условной прямоугольной системе координат с периодической коррекцией. Импульсные сигналы доплеровских сдвигов частот используются для формирования импульсных сигналов составляющих путевой скорости с последующей подачей на интегрирующие приводы индикаторов. Устройство содержит встроенные схемы контроля делителя частоты, исправления кодов и преобразования сигнала путевой скорости, выходы которых соединены с входами логической схемы ИЛИ, сигнализирующей об отказе. Повышение точности навигации НВУ-Б3, при цифроаналоговом преобразовании, привело к необходимости резервирования блоков счисления и введению указанного локального контроля дискретных операций. Однако применение указанных схем встроенного контроля возможно не для всего устройства, а только для промежуточных параметров счетно-решающего блока, глубина контроля ограничена, точность и достоверность встроенного контроля определения местоположения подвижного объекта неизвестны. Применение радиотехнической системы ближней навигации (РСБН) для контроля и коррекции всего комплекса имеет периодический, ограниченный по времени характер на маршруте полета. Для контроля комплекса, содержащего доплеровский измеритель скорости и сноса ДИСС-013 (Т_ДИСС=4000 ч.), систему воздушных сигналов СВС-ПН-15-4Б (Т_СВС=600 ч.), инерциальную курсовертикаль ИКВ-802 (Т_ИКВ=500 ч.), радиотехническую систему ближней навигации РСБН А-312-10 (Т_РСБН=400 ч.), навигационный вычислитель ЦВМ-20М (Т_НВ=1200 ч.), задатчик угла карты ЗУК (Т_ЗУК=9800 ч.), приемник температуры ПТ (Т_ПТ=300000 ч.), имеющего надежность Р_С(2)=0,990336, получаем наибольшее значение вероятности обнаружения отказа именно пилотажно-навигационного комплекса - достоверности контроля Р_Д2(2)=0,661656, что соответствует времени достоверного контроля . Информационная производительность контроля I_НВУ=I_ДИСС+I_ИКВ+I_СВС+I_РСБН+I_ЗУК+I_ПТ=0,684 бит/с. Контрольное устройство - РСБН не обладает автономностью работы, имеет большие габариты V_HBУ=49 дм³, вес М_НВУ=70 кг, энергопотребление Р_НВУ=300 ВА; 4005 Вт. Надежность всего комплекса Т_С2=136 ч.

Известно устройство-прототип контроля пилотажно-навигационной системы, реализованное в навигационных индикаторах (НИ-50БМ, НИ-50ИМ) и автоматических навигационных устройствах (АНУ-1, АНП, ЦНВУ и др.) (Богданченко Н.М. Курсовые системы и навигационные вычислители самолетов гражданской авиации. Транспорт, 1978. С. 255-256; Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992. С. 385-386; Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Л.А. Навигационные приборы и системы. М.: Машиностроение, 1983. С. 385), имеющее, как и НВУ-Б3, наиболее распространенную схему счисления пути подвижного объекта. Устройство-прототип контроля пилотажно-навигационной системы подвижного объекта, содержит первый преобразователь координат, первый вход которого соединен с первым выходом датчика путевой скорости, второй вход, через первый сумматор - с выходом датчика угла сноса, первый выход - с первым входом первого переключателя, второй его выход - с первым входом второго переключателя, второй управляющий вход которого, как и второй управляющий вход первого переключателя, соединен со вторым выходом датчика путевой скорости. Второй вход первого сумматора соединен с выходом первой схемы вычитания, суммирующим входом подключенной к выходу датчика курса, а вычитающим входом - к выходу задатчика угла карты. Устройство содержит также второй преобразователь координат, первый вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости, второй вход - с выходом первой схемы вычитания. Первый выход второго преобразователя координат - через второй сумматор соединен с третьим входом первого переключателя и вычитающим входом второй схемы вычитания, выход которой через первую ячейку памяти соединен со вторым входом второго сумматора. Второй выход второго преобразователя координат - через третий сумматор соединен с третьим входом второго переключателя и вычитающим входом третьей схемы вычитания, выход которой через вторую ячейку памяти соединен со вторым входом третьего сумматора. Выход первого переключателя соединен с суммирующим входом второй схемы вычитания, последовательно соединенными первым интегратором и четвертым сумматором, второй вход которого соединен с выходом первого задатчика координат, а выход - с первым входом индикатора пилотажно-навигационной системы. Выход второго переключателя соединен с суммирующим входом третьей схемы вычитания, последовательно соединенными вторым интегратором и пятым сумматором, второй вход которого соединен с выходом второго задатчика координат, а выход - со вторым входом индикатора пилотажно-навигационной системы. Первый и второй интеграторы выполнены на интегрирующих электродвигателях, роторы которых через понижающие редукторы связаны со стрелками индикатора пройденного пути подвижным объектом. Устройство имеет также подвижные контрольные индексы, вращающиеся с большим числом оборотов в малом окне основного индикатора системы - счетчика, содержащего отмеченные интегрирующие двигатели. Индексы, как и стрелки пройденного пути индикатора, связаны с редукторами интегрирующих электродвигателей. Своим быстрым, заметным вращением они информируют летчика об исправности системы только тем, что сообщают о наличии напряжений на интегрирующих электродвигателях. Помимо встроенного контроля, здесь имеет место и полный автономный контроль и коррекция пилотажно-навигационной комплекса, который периодически ведется с помощью секстанта перископического (СП) или автоматического астроориентатора (АО).

Габариты, вес, энергопотребление, сложность устройства контроля здесь возможны минимальные. Устройство использует информацию датчиков уже имеющихся на борту и входящих в состав штатного приборного оборудования подвижного объекта. Аппаратная безызбыточность и простота встроенного устройства являются его основными преимуществами, но точность работы проверяемой пилотажно-навигационной системы здесь не оценивается, исправность, входящих в пилотажно-навигационную систему датчиков и вычислителя, не проверяется. Устройство контроля может имитировать исправность работы системы при отказе одного из датчиков, что очень опасно в полете. Контроль, как и в большинстве аналогов, носит косвенный характер. Аналитическая оценка достоверности и информационной производительности встроенного контроля весьма затруднена. Приближенно, при надежности устройства-прототипа [8, с. 132] пилотажно-навигационной системы, имеющей (Т_ПС=174 ч.) с контролем по астрономическому ориентатору (Т_ПС=100 ч.), получаем наибольшее значение достоверности контроля - вероятности обнаружения отказа Р_Д3(2)=0,368543, что соответствует времени достоверного контроля . Информационная производительность контроля здесь I_НИ=0,181 бит/с. Вес НИ-50 М_НИ=8 кг., вес астрономического датчика - секстанта перископического М_ПС=29 кг. Потребляемая мощность Р_НИ=30 ВА; 25 Вт. Надежность комплекса N_C3=64 ч. Именно присутствие автономного астрономического датчика, необходимого для обнаружения отказа, сделало целесообразным применение этого устройства в пилотажно-навигационных комплексах большого числа летательных аппаратов.

Основной задачей, на решение которой направлены заявленный способ и устройство, является создание аппаратурно безызбыточной автономной комплексной системы автоматического управления и контроля повышенной точности, надежности, информационной производительности и достоверности контроля с высокими технико-экономическими показателями по весу, габаритам, энергопотреблению, стоимости, удобству ее эксплуатации на легком летательном аппарате.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленной группы изобретений, является повышение достоверности обнаружения отказа, информационной производительности, точности контроля параметров с автономными безызбыточными средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости, контроль по безынерционным соотношениям, содержащим простейшие арифметические операции реализуемые на борту летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля пилотажно-навигационной системы, основанном на измерении величины и направления скорости подвижного объекта относительно окружающей среды, величины и направления скорости подвижного объекта относительно Земли, согласно изобретению одновременно измеряют угол сноса объекта, величину и направление линейной скорости подвижного объекта относительно окружающей среды, величину и направление линейной скорости подвижного объекта относительно Земли, затем определяют разность величин и направлений линейной скорости подвижного объекта относительно Земли и линейной скорости подвижного объекта относительно окружающей среды, полученную разность сравнивают с известной по метеопрогнозу величиной и направлением линейной скорости окружающей среды подвижного объекта, в известных координатах местоположения подвижного объекта относительно Земли.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство контроля пилотажно-навигационного комплекса, содержащее первый преобразователь координат, первый вход которого соединен с первым выходом датчика путевой скорости, второй вход через первый сумматор - с выходом датчика угла сноса, первый выход первого преобразователя координат соединен с первым входом первого переключателя, второй его выход - с первым входом второго переключателя, второй управляющий вход которого, как и второй управляющий вход первого переключателя, соединены со вторым выходом датчика путевой скорости, второй вход первого сумматора соединен с выходом первой схемы вычитания, суммирующим входом подключенной к выходу датчика курса, а вычитающим входом - к выходу задатчика угла карты, второй преобразователь координат, первый вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости, второй вход - с выходом первой схемы вычитания, первый выход второго преобразователя координат - через второй сумматор соединен с третьим входом первого переключателя и вычитающим входом второй схемы вычитания, выход которой через первую ячейку памяти соединен со вторым входом второго сумматора, второй выход второго преобразователя координат - через третий сумматор соединен с третьим входом второго переключателя и вычитающим входом третьей схемы вычитания, выход которой через вторую ячейку памяти соединен со вторым входом третьего сумматора, выход первого переключателя соединен с суммирующим входом второй схемы вычитания и входом первого интегратора, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора, второй вход которого соединен с выходом первого задатчика координат, а выход - с индикатором, выход второго переключателя соединен с суммирующим входом третьей схемы вычитания и входом второго интегратора, выход которого соединен с первым входом пятого сумматора, второй вход которого соединен с выходом второго задатчика координат координат, а выход -со вторым входом индикатора, дополнительно введены задатчик ветра, последовательно соединенные первый функциональный преобразователь, шестой сумматор, первый компаратор и логическая схема ИЛИ, последовательно соединенные второй функциональный преобразователь, седьмой сумматор и второй компаратор, выход которого соединен со вторым входом логической схемы ИЛИ, первый и второй выходы задатчика ветра соединены соответственно со вторыми входами шестого и седьмого сумматоров, входы первого и второго функциональных преобразователей соединены соответственно с выходами четвертого и пятого сумматоров, а вторые входы первого и второго компараторов соединены с выходами первой и второй ячейки памяти, причем преобразователь координат содержит последовательно соединенные третий функциональный преобразователь, первый умножитель, другой вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные четвертый функциональный преобразователь, второй умножитель, другой вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, входы третьего и четвертого функциональных преобразователей соединены со вторым входом преобразователя координат.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - способа и устройства для контроля пилотажно-навигационной комплекса. Технический результат достигается за счет непрерывного вычисления на борту подвижного объекта его местоположения, текущих значений горизонтальных проекций вектора скорости ветра в условной прямоугольной системе координат с последующим сравнением этих проекций с их предварительно вычисленными оценками по метеопрогнозу на маршруте полета объекта. При появлении существенных отличий вычисленных текущих значений горизонтальных проекций вектора скорости ветра с их оценками по метеопрогнозу в непрерывно вычисляемых точках маршрута фиксируется отказ пилотажно-навигационной системы, полностью задействованной в работе алгоритма контроля.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественные 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;

- создании 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 предоставлении 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 чертежами, где на фиг. 1 приведена структурная схема устройства контроля пилотажно-навигационного комплекса по п. 2 формулы, где приняты следующие обозначения:

1 - датчик путевой скорости;

2 - датчик воздушной скорости;

3 - датчик угла сноса;

4-1, 4-2, 4-3, 4-4, 4-5, 4-6, 4-7 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой сумматоры;

5-1, 5-2, 5-3 - первый, второй, третий схемы вычитания;

6 - датчик курса;

7 - задатчик угла карты;

8-1, 8-2 - первый, второй преобразователь координат;

9-1, 9-2 - первая, вторая ячейка памяти;

10-1, 10-2 - первый, второй переключатели;

11-1, 11-2- первый, второй интеграторы;

12-1, 12-2 - первый, второй задатчики координат;

13 - индикатор;

14 - задатчик ветра;

15-1,15-2 - первый, второй функциональные преобразователи;

16-1, 16-2 - первый, второй компараторы;

17 - логическая схема ИЛИ;

W - путевая скорость;

W_x - горизонтальная проекция вектора путевой скорости подвижного объекта на ось X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

W_y - горизонтальная проекция вектора путевой скорости подвижного объекта на ось Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

УС - угол сноса;

ИК - истинный курс;

Ψ_К - угол карты;

U_y0 - горизонтальная проекция вектора скорости ветра на ось Y условной прямоугольной ортодромической системы координат в исходной точке маршрута;

U_x0 - горизонтальная проекция вектора скорости ветра на ось X условной прямоугольной ортодромической системы координат в исходной точке маршрута;

- оценка горизонтальной проекции вектора скорости ветра на ось Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

- оценка горизонтальной проекции вектора скорости ветра на ось X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

U_y - горизонтальная проекция вектора скорости ветра на ось Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

U_x - горизонтальная проекция вектора скорости ветра на ось X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

ΔU_y -приращение горизонтальной проекции вектора скорости ветра U_y0 на ось Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

ΔU_x - приращение горизонтальная проекция вектора скорости ветра U_x0 на ось X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

V - воздушная скорость подвижного объекта;

V_x - горизонтальная проекция вектора воздушной скорости подвижного объекта на ось X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

V_y - горизонтальная проекция вектора воздушной скорости подвижного объекта на ось Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

- оценка горизонтальной проекции вектора путевой скорости подвижного объекта на ось X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

- оценка горизонтальной проекции вектора путевой скорости подвижного объекта на ось Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

X - линейное перемещение подвижного объекта по оси X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

Y - линейное перемещение подвижного объекта по оси Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

Х0 - начальное линейное перемещение подвижного объекта по оси X условной прямоугольной ортодромической системы координат;

Y0 - начальное линейное перемещение подвижного объекта по оси Y условной прямоугольной ортодромической системы координат;

- линейное перемещение подвижного объекта по оси X условной прямоугольной ортодромической системы координат в режиме "Память";

- линейное перемещение подвижного объекта по оси Y условной прямоугольной ортодромической системы координат в режиме "Память".

На фиг. 2 изображена структура преобразователя 8-1÷2 координат, где приняты следующие обозначения:

15-3, 15-4 - третий, четвертый функциональные преобразователи;

18-1, 18-2 - первый, второй умножители.

На фиг. 3 изображено положение горизонтальных проекций систем координат, линейных скоростей и углов, относительно географически ориентированной системы координат О ξ ζ, где приняты следующие обозначения:

О ξ ζ - географически ориентированная прямоугольная горизонтальная система координат, ось ξ которой направлена на север N, ось ζ направлена на восток Е, точка О исходная точка маршрута, O₁ - начальное линейное перемещение;

О₁ ξ₁ ζ₁ - географически ориентированная прямоугольная горизонтальная система координат в точке старта подвижного объекта;

O₁ X Y - прямоугольная ортодромическая система координат, ось Y направлена по ортодромии, ось X ортогональна Y;

δ - направление ветра;

- вектора образуют так называемый "треугольник скоростей".

Сущность способа контроля пилотажно-навигационной комплекса состоит в одновременном сравнении вычисленной величины и направления измеренного вектора скорости ветра, с помощью датчиков и вычислителя проверяемого пилотажно-навигационного комплекса, с вычисленной по метеоданным оценкой этого вектора , как функции линейных перемещений X, Y подвижного объекта по ортодромии. При этом используется известное соотношение для горизонтальных проекций вектров

где - вектор путевой скорости, м/с; - вектор воздушной скорости, м/с; - вектор скорости ветра, м/с. Для проверяемого комплекса, в основном режиме работы, когда исправны все его элементы, в вычислителе непрерывно ведется решение "треугольника скоростей" относительно проекций вектора скорости ветра в виде

или

Учитывая взаимное угловое положение векторов (фиг. 3), соотношения (3), определяемые в проверяемой пилотажно-навигационном комплексе, можно записать следующим образом

или

Непрерывное, в процессе полета, определение U_x, U_y по выражениям (5) входит в полный алгоритм работы проверяемой, например воздушно-доплеровской системы счисления пути [9, с. 316]. Однако эта информация в основном режиме счисления пути не используется, так как пилотажно-навигационная система производит только счисление пути во времени t с помощью составляющих путевой скорости W_x, W_y

где W_x, W_y - горизонтальные проекции вектора путевой скорости

подвижного объекта соответственно на осях x, y условной прямоугольной ортодромической системы координат. Информация о местоположении x, y подвижного объекта, получаемая после интегрирования (6) на выходе контролируемой пилотажно-навигационной системы, позволяет определить величину и направление скорости ветра по метеопрогнозу. Для этого используется карта метеопрогноза U_x(x,y), U_y(x,y) с географическими и условными прямоугольными координатами маршрута подвижного объекта. Здесь учитывается, что метеопрогноз дается в географических координатах, а вычисляемое пилотажно-навигационной системой местоположение подвижного о