РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 502 050 (13) C1
	(51) МПК G01C 25/00 (2006.01) G01C 21/00 (2006.01)

Статус:	не действует (последнее изменение статуса: 02.07.2021)
Пошлина:	учтена за 3 год с 03.07.2014 по 02.07.2015. Возможность восстановления: нет.

(21)(22) Заявка: 2012127530/28, 02.07.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 02.07.2012 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 02.07.2012 (45) Опубликовано: 20.12.2013 Бюл. № 35 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2373562 C2, 20.11.2009. RU 2393429 С1, 27.06.2010. RU 2187141 C1, 10.05.2002. ВОРОБЬЕВ В.Г., ГЛУХОВ В.В., КАДЫШЕВ И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992, с.374-375. КУЗОВКОВ Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976, с.191-205. Адрес для переписки: 199155, Санкт-Петербург, В.О., пр. КИМа, 4, литер Б, пом.25-Н, ООО "Инновационные технологии"

(72) Автор(ы): Чернов Владимир Юрьевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" (RU)

(54) СПОСОБ И УСТРОЙСТВО КОНТРОЛЯ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

Изобретение относится к области контроля исправности систем управления подвижных объектов и, в частности, к средствам комплексного аппаратурно-безызбыточного контроля ориентации и навигации пилотируемых, беспилотных и дистанционно управляемых наземных, воздушных и космических аппаратов, минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости с инерциальной навигационной системой. 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 измерительных систем на основе теории статистических решений с применением пороговой оценки результатов измерений выходных сигналов системы 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 каждого контролируемого параметра и вычислении отношений правдоподобия с учетом среднего риска принятия решения об исправности системы. Для достоверного контроля необходимо иметь точное описание законов распределения всех контролируемых полетных параметров системы, что практически невозможно. Усложнение способа при построении оптимального решающего правила для аддитивной связи контролируемых сигналов и погрешностей измерения приводит к проверке сложных гипотез контроля. Такой контроль при широких диапазонах изменения проверяемых сигналов курса, крена, тангажа, угловых и линейных скоростей подвижного объекта крайне затруднен.

Известен и широко применяется способ контроля пилотажно-навигационных систем 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 инерциальной навигационной системы и требует вмешательства летчика.

Известен способ контроля пилотажно-навигационных систем 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 навигационных систем (ИНС), резервированных блоков датчиков угловых скоростей (БДГ), датчиков скоростей и других приборов, 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 высокую информационную производительность контроля ИНС (I₁=2,18 бит/c [1, с.11-13]), обнаружение отказов инерциальной навигационной системы аэробуса ИЛ-86. Трехкратное увеличение веса, габаритов, энергопотребления, стоимости приборного оборудования с целью повышения безопасности полета здесь вполне допустимо. Однако сложность такого контроля и, как следствие, его низкая надежность и достоверность обнаружения отказа именно датчиков комплекса, содержащего, например, типовые элементы: инерциальную навигационную систему И-42-1С (среднее время наработки на отказ T_И-42=2000 час), бортовую цифровую вычислительную машину БЦВМ 80-30301 (среднее время наработки на отказ Т_БЦВМ=18000 час), делает его малоэффективным P_Д1=0,507; T_Д1=2,9 час, при полетном времени t=2 часа, и требует большого объема регламентных, предполетных работ [2, 3]. Надежность инерциальной навигационной системы, состоящей из трех И-42-1С и БЦВМ 80-30301, здесь очень велика и составляет Т=17543 час. Способ исключительно затратный, так как связан с расходом ресурса работы сразу трех весьма дорогих систем.

Известен способ контроля инерциальных навигационных систем 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. Модель объекта контроля, как правило, имеет упрощенный линеаризованный характер. При этом коэффициент обратной связи выбирается таким образом, чтобы выход модели как можно точнее совпадал с выходом контролируемой инерциальной навигационной системы. Следя за величиной рассогласования, можно осуществить непрерывный контроль за исправностью системы. Основная трудность в реализации способа заключается в определении переменных коэффициентов обратной связи по адекватной модели сложной и размерной инерциальной навигационной системы и нестационарных корреляционных функций ее случайных помех [4, с.205; 5, с.111, 125, 128, 132 и др.].

Известен способ контроля инерциальной системы в предполетном состоянии [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992, с.374-375]. После горизонтальной стабилизации гироплатформы, проверка исправности производится по условию, что сумма квадратов выходных сигналов коррекции гироскопов должна быть равна квадрату напряжения, соответствующего угловой скорости вращения Земли. Контроль возможен только в предполетном режиме работы инерциальной системы и ограничен сигналами угловых скоростей платформы. Информация об угловой ориентации, линейных скоростях летательного аппарата, на котором располагается инерциальная навигационная система, не контролируется.

Известен способ контроля пилотажно-навигационного комплекса [патент РФ 2440595, МКИ G05B 23/00. Способ и устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса. В.Ю.Чернов // БИ 2012, №2]. Способ основан на измерении величин и направлений угловых скоростей аппарата: по крену, тангажу, рысканию, курсу, широте и долготе, что, вместе с величиной и направлением угловой скорости Земли, позволяет определить величину и направление абсолютной угловой скорости аппарата. Сравнение величины и направления этой суммы с сигналами датчиков угловых скоростей позволяет контролировать аппаратурно-безызбыточную комплектацию систем ориентации и навигации летательного аппарата. Недостатком способа является сложность проверки навигационных параметров: линейных ускорений, скоростей и перемещений аппарата в горизонтальной и вертикальной плоскости.

Известен способ-прототип контроля горизонтальной ориентации аппарата [патент РФ 2373562, МКИ G05D 1/08. Способ и устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата. В.Ю.Чернов, А.К. Промахова // БИ 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 все выходные параметры инерциальной навигационной системы: курс, вертикальную составляющую линейной скорости, западную горизонтальную составляющую линейной скорости, северную горизонтальную составляющую линейной скорости. Контроль требует комплексирования в БЦВМ дополнительно сигналов спутниковой навигационной системы или системы воздушных сигналов, имеющихся на борту аппарата, что снижает достоверность контроля, повышает массогабаритные характеристики и энергопотребление оборудования. Достоверность Р_Д2=0,4725÷0,5525; Т_Д2=2,67-3,37 час и информационная производительность контроля I₂=0,424÷3,993 бит 1 с инерциальной навигационной системы (для И-42-1С T_И-42=2000 час, Т_БЦВМ=18000 час) здесь сравнительно невелика.

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.2911.

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. Практическая реализация операций мажорирования и сравнения возможна в БЦВМ. При этом точность, достоверность контроля (T_БЦВМ=18000 час, для И-42-1С, Т_И-42=2000 час, Р_Д3=0,506695 или T_Д3=2,9 час) высока во всем диапазоне измерения пилотажно-навигационного комплекса. Однако, для контроля здесь необходимо избыточное число одноименных проверяемых датчиков, что связано с ростом стоимости, габаритов, энергопотребления, что затруднено или невозможно на легком подвижном объекте.

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 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 объекта, совокупность контролируемых параметров и их эталонные области значений. Отклонение нормированных контролируемых параметров и эталонных значений в полете статистически проверяются. 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 объекта. 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, какой и является инерциальная навигационная система. Степень автоматизации контроля в полете без участия экипажа, наземного предполетного и послеполетного обслуживания по базам данных желательно повысить, что исключительно актуально для беспилотных подвижных объектов [6, с.79].

Наиболее близким к заявляемому устройству контроля инерциальной системы является устройство для комплексного контроля датчиков подвижного объекта [заявка на патент РФ №2011119350, МПК G05B 23/00, 13.05.2011], содержащее датчик нормальной угловой скорости объекта, датчик поперечной угловой скорости объекта, датчик продольной угловой скорости объекта, нормальный акселерометр объекта, поперечный акселерометр объекта, продольный акселерометр объекта, датчик синуса крена объекта, датчик косинуса крена объекта, датчик синуса тангажа объекта, датчик косинуса тангажа объекта, датчик продольной скорости объекта, выход которого соединен с первыми входами первого и второго умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с выходами датчика поперечной угловой скорости объекта и датчика нормальной угловой скорости объекта, первый сумматор, первый вычитающий вход которого соединен с выходом первого умножителя, второй суммирующий вход - с выходом нормального акселерометра объекта, третий вычитающий вход - с выходом третьего умножителя, входы которого соединены с выходами датчика косинуса крена объекта и датчика косинуса тангажа объекта, а выход первого сумматора соединен с входом первого компаратора, второй сумматор, первый суммирующий вход которого соединен с выходом второго умножителя, второй суммирующий вход - с выходом поперечного акселерометра объекта, третий суммирующий вход - с выходом четвертого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика синуса крена объекта и датчика косинуса тангажа объекта, а выход второго сумматора соединен с входом второго компаратора. Устройство содержит пятый, шестой, седьмой, восьмой умножители, первый, второй, третий дифференциаторы, третий компаратор, схему ИЛИ, третий сумматор, первый вычитающий вход которого соединен с выходом датчика синуса тангажа объекта, второй суммирующий вход - с выходом продольного акселерометра объекта, третий суммирующий вход - с выходом пятого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика поперечной угловой скорости объекта и выходом датчика нормальной скорости объекта, четвертый вычитающий вход - с выходом шестого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика нормальной угловой скорости объекта и датчика поперечной скорости, пятый вычитающий вход третьего сумматора, через первый дифференциатор, соединен с выходом датчика продольной скорости объекта, а выход - с входом третьего компаратора, выход датчика поперечной скорости объекта, через второй дифференциатор, соединен с четвертым вычитающим входом второго сумматора, пятый вычитающий вход которого соединен с выходом седьмого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика продольной угловой скорости объекта и датчика нормальной скорости объекта, выход датчика нормальной скорости объекта, через третий дифференциатор, соединен с четвертым вычитающим входом первого сумматора, пятый суммирующий вход которого соединен с выходом восьмого умножителя, входы которого соединены с выходами датчика продольной угловой скорости объекта и датчика поперечной скорости объекта, выходы первого, второго, третьего компараторов соединены с входами схемы ИЛИ, выход которой является выходом устройства.

Отсутствие избыточных датчиков, необходимых для обнаружения отказа, сделало целесообразным применение этого устройства в пилотажно-навигационных комплексах легких маневренных объектов. 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. Информационная производительность контроля у прототипа составляет I₄=3,993 бит/с, а достоверность контроля - Р_Д4=0,595, Т_Д4=3,85 час, для ранее отмеченного приборного состава - инерциальной навигационной системы, вычислителя и доплеровского измерителя скорости (T_ДИСС=3500 час).

Недостатком известного устройства, выбранного за прототип, является его неспособность контролировать датчик гироскопического курса, датчик вертикальной составляющей линейной скорости, датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости инерциальной навигационной системы. Устройство контроля - прототип проверяет только исправность инерциальных датчиков, но не работу вычислителя инерциальной системы, который формирует выходные сигналы: гироскопичесий курс, вертикальную, западную горизонтальную, северную горизонтальную составляющие линейной скорости подвижного объекта. Для контроля инерциальной навигационной системы на борту объекта должен быть доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС) - сравнительно дорогой, габаритный, тяжелый, энергоемкий прибор ограниченной надежности.

Основной задачей, на решение которой направлены заявляемые способ и устройство, является создание аппаратурно-безызбыточной комплексной системы автоматического контроля инерциальной навигационной системы повышенной точности, надежности, достоверности контроля с высокими технико-экономическими показателями по весу, габаритам, энергопотреблению, стоимости, удобству эксплуатации на легком маневренном объекте, практическая реализация которой возможна простейшим безынерционным алгоритмом встроенного или внешнего вычислителя аналогового или дискретного типа.

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 объектом. 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 подвижного маневренного объекта. Контроль имеет непосредственный, а не косвенный характер, так как ведется по выходной информации системы, что обеспечивает защиту потребителей от возможных отказов и сбоев.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля инерциальной навигационной системы, основанном на измерении величины и направления кажущегося ускорения, определении величины и направления разности абсолютного и кажущегося ускорений, проекций этой разности на оси связанной системы координат, согласно изобретению одновременно измеряют величину и направление угловой скорости на оси связанной системы координат, величину и направление линейной скорости на оси географической, горизонтальной системы координат, углы гироскопического курса, тангажа, крена, после чего определяют величины и направления линейной скорости и ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, а затем сравнивают проекции ускорения силы тяжести на связанные оси с проекциями разностей абсолютного и кажущегося ускорений согласно соотношениям:

где V_X, V_Y, V_Z - проекции величины и направления линейной скорости на оси связанной системы координат, м/с;

ω_X, ω_Y, ω_Z - проекции величины и направления угловой скорости на оси связанной системы координат, 1/с;

a_X, а_Y, a_Z - проекции величины и направления кажущегося ускорения на оси связанной системы координат, м/с²;

g_X, g_Y, g_Z - проекции величины и направления ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, м/с², при выполнении которых инерциальная навигационная система считается исправной.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля инерциальной навигационной системы, содержащее датчики продольной, нормальной, поперечной угловой скорости, датчик крена, выход которого соединен с входами первого и второго функциональных преобразователей, датчик тангажа, выход которого соединен с входами третьего и четвертого функциональных преобразователей, продольный, поперечный, нормальный акселерометры, выход последнего соединен с первым вычитающим входом первого сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего умножителя, входы которого соединены с выходами первого и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом первого дифференциатора, выход первого сумматора соединен со входом первого компаратора, выход поперечного акселерометра соединен с первым вычитающим входом второго сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами четвертого и пятого умножителей, четвертый вычитающий вход - с выходом шестого умножителя, входы которого соединены с выходами второго и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом второго дифференциатора, выход второго сумматора соединен со входом второго компаратора, выход продольного акселерометра соединен с первым вычитающим входом третьего сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами седьмого и восьмого умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего функционального преобразователя, пятый суммирующий вход - с выходом третьего дифференциатора, выход третьего сумматора соединен с входом третьего компаратора, первые входы первого и восьмого умножителей подключены к выходу датчика поперечной угловой скорости, первые входы второго и четвертого умножителей подключены к выходу датчика продольной угловой скорости, первые входы пятого и седьмого умножителей подключены к выходу датчика нормальной угловой скорости, выходы первого, второго, третьего компараторов соединены со входами схемы ИЛИ, дополнительно введены датчик гироскопического курса, датчик вертикальной составляющей линейной скорости, датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости, а также первый, второй, третий преобразователи координат, пятый, шестой функциональные преобразователи так, что выход датчика северной горизонтальной составляющей линейной скорости соединен с первым входом первого преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с пятым и шестым функциональным преобразователем, подключенным входами к выходу датчика гироскопического курса, четвертый и пятый входы - с выходами соответственно датчика вертикальной составляющей линейной скорости и датчика западной горизонтальной составляющей линейной скорости, первый выход первого преобразователя координат соединен с пятым входом второго преобразователя координат, второй выход - с четвертым входом второго преобразователя координат, третий выход - с первым входом второго преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами третьего и четвертого функциональных преобразователей, первый выход второго преобразователя координат соединен с четвертым входом третьего преобразователя координат, второй выход - с пятым входом третьего преобразователя координат, третий выход - с первым входом третьего преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно со вторым и первым функциональными преобразователями, первый выход третьего преобразователя координат соединен с входом первого дифференциатора и вторыми входами четвертого и восьмого умножителей, второй выход третьего преобразователя координат соединен с входом второго дифференциатора и вторыми входами второго и седьмого умножителей, третий выход третьего преобразователя координат соединен с входом третьего дифференциатора и вторыми входами первого и пятого умножителей.

Причем преобразователь координат содержит последовательно соединенные девятый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - со вторым входом преобразователя координат, четвертый сумматор, второй вход которого соединен с выходом десятого умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные одиннадцатый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - с третьим входом преобразователя координат, первая схема вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом одиннадцатого умножителя, вычитающий вход - с выходом двенадцатого умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, четвертый вход преобразователя координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами десятого и двенадцатого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, получаемого при осуществлении изобретения - способа и устройства для контроля инерциальной навигационной системы. Технический результат достигается за счет измерения на борту подвижного объекта проекций вектора кажущегося ускорения, проекций вектора абсолютной угловой скорости объекта датчиками абсолютных угловых скоростей по продольной, нормальной и поперечной осям связанной системы координат, вычисления проекций вектора абсолютного ускорения. Последующее определение разностей проекций абсолютного и кажущегося ускорений и сравнение этих проекций с вычисленными оценками проекций ускорения силы тяжести позволяет выявить отказ инерциальной навигационной системы из-за несоответствия измеренных ею ускорений, угловых скоростей и вычисленных углов, линейных скоростей представленному соотношению ускорений. При отказах датчиков или вычислителя системы естественные взаимосвязи параметров движения нарушаются, и появляется несогласованность выходных сигналов, которая и фиксируется заявляемым способом и устройством. Поскольку указанные взаимосвязи отражают общие свойства подвижного объекта и проявление закона инерции, то им подчиняется любая инерциальная навигационная система.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественных всем признакам заявленного способа и устройства контроля инерциальной навигационной системы, 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 предоставлении таких признаков во взаимосвязи либо изменении 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 изображено положение систем координат, скоростей, углов, угловых скоростей объекта относительно неподвижной, горизонтальной, географически ориентированной системы координат Oξηζ и приняты следующие обозначения:

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

OX_ОРY_ОРZ_ОР - ортодромическая система координат;

ОX_OY_OZ_O - горизонтальная, земная, неподвижная система координат, ось ОX_O которой направлена по движению объекта;

OX_СY_СZ_С - связанная система координат объекта;

ОХ₁Y₁Z₁ - система координат поворота объекта на угол, и ось X₁ совпадает с осью X_С, а Z₁ - с осью Z₀;

K - курс объекта;

V_ξ, V_η, V_ζ - линейные скорости перемещения точки места объекта;

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

ψ_Г=K-ψ - гироскопический курс;

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

На фиг.2 приведена структурная схема устройства контроля инерциальной навигационной системы по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:

1 - инерциальная навигационная система;

2 - датчик продольной угловой скорости;

3 - датчик нормальной угловой скорости;

4 - датчик поперечной угловой скорости;

5-1, 5-2, 5-3, 5-4, 5-5, 5-6 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой функциональные преобразователи;

6 - датчик крена;

7 - датчик тангажа;

8 - продольный акселерометр;

9 - поперечный акселерометр;

10 - нормальный акселерометр;

11-1, 11-2, 11-3 - первый, второй, третий сумматоры;

12-1, 12-2, 12-3, 12-4, 12-5, 12-6, 12-7, 12-8 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой умножители;

13-1, 13-2, 13-3 - первый, второй, третий дифференциаторы;

14-1, 14-2, 14-3 - первый, второй, третий компараторы;

15 - схема ИЛИ;

16-1, 16-2, 16-3 - первый, второй, третий преобразователи координат;

17 - датчик гироскопического курса;

18 - датчик вертикальной составляющей линейной скорости;

19 - датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости;

20 - датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости;

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

11-4 - четвертый сумматор;

12-9, 12-10, 12-11, 12-12 - девятый, десятый, одиннадцатый, двенадцатый умножители;

21 - схема вычитания.

Сущность способа контроля инерциальной навигационной системы поясняется чертежом (фиг.1) и состоит в проверке выполнения основного соотношения измерения ускорений в инерциальной навигации [7, с.79]

где - вектор кажущегося линейного ускорения, величина а и направление которого заданы проекциями a _X, a _Y, a _Z на оси X_СY_СZ_С связанной системы координат;

- вектор абсолютного линейного ускорения, величина W и направление которого заданы проекциями W_X,W_Y,W_Z на оси X_СY_СZ_С связанной системы координат;

- вектор ускорения силы тяжести, величина g и направление которого заданы проекциями g,_X g_Y, g_Z на оси X_СY_СZ_С связанной системы координат.

Проекции а_X, а_Y, а_Z кажущегося линейного ускорения измеряются акселерометрами инерциальной навигационной системы, оси чувствительности которых направлены по осям связанной системы координат.

Для определения проекций W_X,W_Y,W_Z абсолютного ускорения необходимо воспользоваться соотношениями вида:

или в проекциях:

где - вектор линейной скорости объекта, величина V и направление которого определены проекциями V_X, V_Y, V_Z на оси X_СY_СZ_С связанной системы координат; - вектор абсолютной угловой скорости объекта, величина ω и направление которого определены проекциями ω_X, ω_Y, ω_Z на оси X_СY_СZ_С связанной системы координат. Проекции ω_X, ω_Y, ω_Z абсолютной угловой скорости объекта измеряются датчиками угловых скоростей проверяемой инерциальной навигационной системы, оси чувствительности которых направлены по осям связанной системы координат.

Для определения проекций g_X,g_Y,g_Z ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат воспользуемся соотношением

где - вектор ускорения силы тяжести, величина g и направление которого определены проекциями 0,-g,0 на оси X_OY_OZ_O горизонтальной, земной, неподвижной системы координат;

- матрицы поворота (фиг.1) связанной системы координат X_СY_СZ_С относительно земной неподвижной системы координат Y_OV_OZ_O, в которой ускорение силы тяжести направлено вниз по вертикальной оси Y_o. Так что проекции получаются в виде:

Углы ψ_Г, ϑ, γ в матрицах поворота (6) вычисляются проверяемой

инерциальной навигационной системой.

Аналогично для определения проекций V_x, V_y, V_z вектора линейной скорости объекта можно воспользоваться соотношением

где V_ξ, V_η, V_ζ - проекции вектора линейной скорости объекта на оси ξηζ - неподвижной, горизонтальной, географически ориентированной системы координат. Скорости вычисляются проверяемой инерциальной навигационной системой. Так что проекции линейной скорости получаются в виде:

Таким образом, по выходным сигналам: a_X, a_Y, a_Z, ω_X, ω_Y, ω_Z, ψ_Г, ϑ, γ, V_ξ, V_η, V_ζ, измеренным и вычисленным в проверяемой инерциальной навигационной системе, можно установить правильность выполнения основного соотношения ускорений инерциальной навигации (2), представленного в наиболее общем виде (1) формулы изобретения. Соотношение (1) проверяет объективно существующие взаимосвязи параметров линейного и углового движения объекта [1, с.34-35] и инерциальной системы, которые должны иметь место в исправных датчиках системы (акселерометры, датчики угловых скоростей), вычислителе системы и объекте. Нарушение этих соотношений информирует о неисправности, проявляющейся по выходному сигналу системы, включенному в общее число высокоинформационных выходов, подверженных контролю.

Способ осуществляется следующим образом. Для наиболее современной инерциальной навигационной системы бесплатформенного типа реализация способа имеет преимущество из-за установки инерциального измерительного блока с акселерометрами и датчиками угловых скоростей на корпусе объекта [8, с.21]. Ориентация осей чувствительности последних производится по осям связанной системы координат объекта. Это значит, что проекции кажущегося линейного ускорения a_X, a_Y, a_Z и проекции абсолютных угловых скоростей объекта ω_X, ω_Y, ω_Z получаются с выхода инерциальной навигационной системы, после преобразования в цифровую форму вычислителем, и/или непосредственно с инерциального измерительного блока. Они применяются для контроля без дополнительных преобразований. Одновременно на их основе в вычислителе бесплатформенной инерциальной системы определяются параметры ψ_Г, ϑ, γ, V_ξ, V_η, V_ζ углового и линейного движения. Для этого вычислитель содержит взаимосвязанные блок пересчета, навигационный алгоритм и алгоритм ориентации. Преобразование этих параметров в контролируемые параметры g_X, g_Y, g_Z, V_X, V_Y, V_Z проекций векторов и в связанной системе координат, для которых заявлено контрольное соотношение (1), происходит с учетом и углов ψ_Г, ϑ, γ, также вычисленных в инерциальной системе. Одинарный отказ выходных сигналов а_X, а_Y, а_Z, ω_X, ω_Y, ω_Z, ψ_Г, ϑ, γ, V_ξ, V_η, V_ζ инерциальной навигационной системы вызывает искажение равенств в соотношении (1) и фиксируется как неисправность.

Способ контроля инерциальной навигационной систем осуществляют следующим образом. Измеряют величину и направление кажущегося ускорения взаимно ортогональными продольным, поперечным и нормальным акселерометрами инерциальной навигационной системы. Одновременно измеряют величину и направление угловой скорости объекта по осям связанной системы координат датчиками продольной, нормальной, поперечной угловой скорости, а также величину и направление линейной скорости объекта инерциальной навигационной системы. Величина и направление линейной скорости в проверяемой инерциальной навигационной системе определены через проекции V_ξ, V_η, V_ζ на оси географической, горизонтальной системы координат. Поэтому для вычисления величины и направления абсолютного ускорения W необходимо предварительно вычислить проекции линейной скорости v на оси связанной системы координат X_СY_СZ_С, что осуществляется с помощью преобразователей координат. Соответствующие выражениям (8)-(11) вычисления проекций ведутся на унифицированных схемах преобразователей координат 16-1, 16-2, 16-3. Сигналы, поступающие на первый и второй входы преобразователей координат, перемножаются в умножителе 12-9, как и сигналы, поступившие на третий и пятый входы, перемножаются в умножителе12-10, суммируются на сумматоре 11-4, а затем поступают на первый выход преобразователя координат. Сигнал, поступивший на четвертый вход преобразователя координат, без преобразования поступает на его третий выход. Сигналы, поступившие на первый и третий входы преобразователей координат, перемножаются в умножителе 12-11, как и сигналы, поступившие на второй и пятый входы, перемножаются в умножителе 12-12, вычитаются на схеме 21 вычитания, а затем поступают на второй выход преобразователя координат. Если учесть, что на вторые входы преобразователей 16-1,16-2,16-3 координат с функциональных преобразователей 5-5,5-3,5-2 поступают преобразованные по функции sin входные, а на третьи входы преобразователей 16-1,16-2,16-3 координат с функциональных преобразователей 5-6,5-4,5-1 поступают преобразованные по функции cos их входные сигналы, то можно представить следующее общее соотношение для входных и выходных сигналов

где X_i, - входные сигналы; Y_j, - выходные сигналы преобразователей координат. Преобразователь 16-2 координат реализует матрицу поворота A_ϑ выражения (8). Преобразователь 16-3 координат реализует матрицу поворота A_γ выражения (8). На первом выходе преобразователя 16-3 координат получается проекция V_Y линейной скорости, на втором выходе преобразователя 16-3 координат получается проекция V_Z линейной скорости, а на третьем выходе преобразователя 16-3 координат получается проекция V_Z линейной скорости объекта. Дальнейшее определение проекций W_X,W_Y, W_Z абсолютного ускорения

а также их разностей с проекциями а_X, а_Y, а_Z кажущегося ускорения по выражению (1) осуществляется, после дифференцирования проекций V_X, V_Y, V_Z линейной скорости объекта и суммирования составляющих этого ускорения с вращательными слагаемыми от угловой скорости объекта ω_YV_Z-ω_ZV_Y, ω_ZV_X-ω_XV_Z, ω_XV_X-ω_YV_X в сумматорах 11-3, 11-1, 11-2. Одновременно определяют величину и направление ускорения силы тяжести . Для этого, в соответствии с выражением (7), для известного значения величины g, вычисляют его проекции g_X=-gsinϑ, g_Y=-gcosγcosϑ, g_Z=gsinγcosϑ на оси связанной системы координат через углы тангажа ϑ и крена γ, вычисленные в проверяемой инерциальной навигационной системе. Последующее сравнение проекций ускорения силы тяжести с проекциями разностей абсолютного и кажущегося ускорений, включающими все измеренные и вычисленные основные выходные сигналы инерциальной навигационной системы, позволяет сформировать следующие функции контроля, учитывающие конечную точность измерений:

dV_X/dt+ω_YV_Z-ω_ZV_Y-a_X-g_X=Ф₁;

где Ф_i, - функции точности контроля и пороги срабатывания компараторов; U_Ki - выходной сигнал i-го компаратора; U_O - выходной сигнал, информирующий об отказе инерциальной навигационной системы.

Предлагаемое изобретение нацелено на создание простого, аппаратурно-безызбыточного, полностью автономного способа контроля сложной многопараметрической инерциальной навигационной системы. В основу способа и устройства положено физическое соотношение (2) ускорений инерциальной навигации, выполнение которого проверяемой системой является обязательным. Установив соответствие выходных параметров, измеряемых и вычисляемых проверяемой системой, найдены условия ее работоспособного состояния и появления индикации отказов. Условия содержат простейшие математические операции, справедливые для любого режима работы, и носят практически безынерционный характер. Основной физический смысл контроля здесь основан на известной взаимосвязи параметров линейного и углового движения объекта [1, с.32]. При этом учтены и связи измеренных и вычисленных в проверяемой инерциальной навигационной системе выходных параметров [8, с.167]. Способ и устройство рассмотрены в отношении к наиболее перспективным бесплатформенным инерциальным навигационным системам, однако его применение для классических систем с гиростабилизированной платформой, на которой установлены акселерометры а_X, а_Y, а_Z и датчики угловых скоростей ω_X, ω_Y, ω_Z связанной системы координат, не представляет сложности в практической реализации по заявленному способу.

Устройство контроля инерциальной навигационной системы 1 содержит датчики продольной 2, нормальной 3, поперечной 4 угловой скорости, функциональные преобразователи косинуса 5-1 и синуса 5-2 и датчика 6 крена, функциональные преобразователи синуса 5-3 и косинуса 5-4 датчика 7 тангажа, продольный 8, поперечный 9, нормальный 10 акселерометры. Выход нормального 10 акселерометра соединен с первым вычитающим входом первого сумматора 11-1, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами первого 12-1 и второго 12-2 умножителей. Четвертый суммирующий вход сумматора 11-1 соединен с выходом третьего умножителя 12-3, входы которого соединены с выходом функционального преобразователя 5-4 косинуса датчика тангажа 7 и выходом функционального преобразователя 5-1 косинуса датчика крена 6. Пятый суммирующий вход первого сумматора 11-1 соединен с выходом первого дифференциатора 13-1. Выход первого сумматора 11-1 соединен со входом первого компаратора 14-1. Выход поперечного 9 акселерометра соединен с первым вычитающим входом второго сумматора 11-2, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами четвертого 12-4 и пятого 12-5 умножителей. Четвертый вычитающий вход - с выходом шестого 12-6 умножителя, входы которого соединены с выходом функционального преобразователя 5-4 косинуса датчика тангажа 7 и выходом функционального преобразователя 5-2 синуса датчика крена 6. Пятый суммирующий вход второго сумматора 11-2 соединен с выходом второго дифференциатора 13-2. Выход второго сумматора 11-2 соединен со входом второго компаратора 14-2. Выход продольного 8 акселерометра соединен с первым вычитающим входом третьего сумматора 11-3, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами седьмого 12-7 и восьмого 12-8 умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом функционального преобразователя 5-3 синуса датчика тангажа 7. Пятый суммирующий вход третьего сумматора 11-3 соединен с выходом третьего дифференциатора 13-3. Выход третьего сумматора 11-3 соединен с входом третьего компаратора 14-3. Первые входы первого 12-1 и восьмого 12-8 умножителей подключены к выходу датчика 4 поперечной угловой скорости, первые входы второго 12-2 и четвертого 12-4 умножителей подключены к выходу датчика 2 продольной угловой скорости, первые входы пятого 12-5 и седьмого 12-7 умножителей подключены к выходу датчика 3 нормальной угловой скорости. Выходы первого 14-1, второго 14-2, третьего 14-3 компараторов соединены со входами схемы 15 ИЛИ. Устройство также содержит первый 16-1, второй 16-2, третий 16-3 преобразователи координат, пятый 5-5 синуса и шестой 5-6 косинуса функциональные преобразователи, датчик 17 гироскопического курса, датчик 18 вертикальной составляющей линейной скорости, датчик 19 западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчика 20 северной горизонтальной составляющей линейной скорости, который соединен с первым входом первого 16-1 преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с пятым 5-5 и шестым 5-6 функциональным преобразователем, подключенным входами к выходу датчика 17 гироскопического курса. Четвертый и пятый входы первого 16-1 преобразователя координат соединены с выходами соответственно датчика 18 вертикальной составляющей линейной скорости и датчика 19 западной горизонтальной составляющей линейной скорости. Первый выход первого 16-1 преобразователя координат соединен с пятым входом второго 16-2 преобразователя координат, второй выход - с четвертым входом второго 16-2 преобразователя координат, третий выход - с первым входом второго 16-2 преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами третьего 5-3 и четвертого 5-4 функциональных преобразователей синуса и косинуса датчика тангажа 7. Первый выход второго 16-2 преобразователя координат соединен с четвертым входом третьего 16-3 преобразователя координат, второй выход - с пятым входом третьего 16-3 преобразователя координат, третий выход - с первым входом третьего 16-3 преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с вторым 5-2 и первым 5-1 функциональными преобразователями синуса и косинуса датчика крена 6. Первый выход третьего 16-3 преобразователя координат соединен с входом первого дифференциатора 13-1 и вторыми входами четвертого 12-4 и восьмого 12-8 умножителей. Второй выход третьего преобразователя 16-3 координат соединен с входом второго дифференциатора 13-2 и вторыми входами второго 12-2 и седьмого 12-7 умножителей. Третий выход третьего 16-3 преобразователя координат соединен с входом третьего дифференциатора 13-3 и вторыми входами первого 12-1 и пятого 12-5 умножителей.

Преобразователь координат 16 содержит последовательно соединенные девятый 12-9 умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат 16, второй вход - со вторым входом преобразователя координат 16, четвертый сумматор 11-4, второй вход которого соединен с выходом десятого 12-10 умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат 16, последовательно соединенные одиннадцатый 12-11 умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат 16, второй вход - с третьим входом преобразователя координат 16, первая схема 21 вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом одиннадцатого 12-11 умножителя, вычитающий вход - с выходом двенадцатого 12-12 умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат 16, четвертый вход преобразователя координат 16 соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами десятого 12-10 и двенадцатого 12-12 умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат 16.

Устройство контроля инерциальной навигационной системы работает следующим образом. Инерциальная навигационная система 1 содержит датчик 2 продольной угловой скорости, выходной сигнал которого, пропорциональный ω_X, поступает на первые входы умножителей 12-2 и 12-4. Одновременно, на вход умножителей 12-5 и 12-7 поступает выходной сигнал ω_Y с датчика 3 нормальной угловой скорости, а на один вход умножителей 12-1 и 12-8 поступает выходной сигнал ω_Z с датчика 4 поперечной угловой скорости. На другой вход умножителей 12-4, 12-8 поступает сигнал с первого выхода преобразователя 16-3 координат, пропорциональный проекции V_X линейной скорости объекта. На другой вход умножителей 12-2 и 12-7 поступает сигнал со второго выхода преобразователя 16-3 координат, пропорциональный проекции V_Z линейной скорости объекта. На другой вход умножителей 12-1, 12-5 поступает сигнал с третьего выхода преобразователя 16-3 координат, пропорциональный проекции V_Z линейной скорости объекта. Выходные сигналы умножителей 12-1, 12-2, 12-4, 12-5, 12-7, 12-8 образуют оценки добавочных ускорений движения объекта из-за его маневрирования. Выходной сигнал датчика 20 северной горизонтальной составляющей линейной скорости V_ξ поступает на первый вход преобразователя 16-1 координат, на второй и третий входы которого поступают соответственно сигналы с выходов функциональных преобразователей 5-5, 5-6, получающих на входы сигнал ψ_Г с датчика 17 гироскопического курса. На четвертый и пятый входы преобразователя 16-1 координат поступают соответственно сигналы V_ζ и V_η c датчика 18 вертикальной составляющей линейной скорости и с датчика 19 западной горизонтальной составляющей линейной скорости. В результате на первом, втором и третьем выходах преобразователя 16-1 координат получаются соответственно сигналы пропорциональные: V_X0=V_ξψ_Г+V_ηcosψ_Г; V_Y0=V_ζ; V_Z0=V_ξcosψ_Г-V_ηsinψ_Г. На первый вход преобразователя 16-2 координат поступает сигнал, пропорциональный V_Y0, на второй и третий входы поступают соответственно сигналы, пропорциональные sin и cos угла тангажа ϑ с функциональных преобразователей 5-3, 5-4, подключенных к выходу датчика 7 тангажа инерциальной навигационной системы 1. Ha четвертый и пятый входы преобразователя 16-2 координат поступают соответственно сигналы V_Z0 и V_X0 второго и первого выходов преобразователя 16-1 координат. В результате на первом, втором и третьем выходах преобразователя 16-2 получаются соответственно сигналы пропорциональные: V_X1=V_X0cosϑ+V_Y0sinϑ; V_Y1=-Y_X0sinϑ+V_Y0cosϑ; V_Z1=V_Z0. На первый вход преобразователя 16-3 координат поступает сигнал, пропорциональный V_Z1, на второй и третий входы поступают соответственно сигналы, пропорциональные sin и cos угла крена γ с функциональных преобразователей 5-2, 5-1, подключенных к выходу датчика 6 крена инерциальной навигационной системы 1. Ha четвертый и пятый входы преобразователя 16-2 координат поступают соответственно сигналы V_X1 и V_Y1 c первого и второго выходов преобразователя 16-2 координат. В результате на первом, втором и третьем выходах преобразователя 16-3 получаются соответственно сигналы, пропорциональные: V_Y=V_Y1cosγ+V_Z1sinγ; V_Z=-V_Y1sinγ+V_Z1cosγ; V_X=V_X1. Как было отмечено, сигналы, пропорциональные проекциям V_X, V_Y, V_Z линейной скорости объекта, поступают соответственно на дифференциатор 13-3 и умножители 12-1,12-5, на дифференциатор 13-1 и умножители 12-4, 12-8, на дифференциатор 13-2 и умножители 12-2, 12-7. Сигналы, пропорциональные вычисленным в инерциальной навигационной системе 1 углам крена γ и тангажа 9, соответственно с датчика 6 крена γ и датчика 7 тангажа 9 поступают на входы функциональных преобразователей 5-1, 5-2 и 5-3, 5-4. Тогда сигналы, пропорциональные проекциям g_X, g_Y, g_Z ускорения силы тяжести, формируются соответственно на выходе функционального преобразователя 5-3, умножителя 12-3, на входы которого поступают сигналы, пропорциональные cos крена γ и тангажа ϑ, с функциональных преобразователей 5-1 и 5-4, умножителя 12-6, на входы которого поступают сигналы пропорциональные sin крена γ и cos тангажа ϑ с функциональных преобразователей 5-2 и 5-4. Выходной сигнал нормального акселерометра 10 поступает на первый вычитающий вход сумматора 11-1, на второй суммирующий вход которого поступает выходной сигнал умножителя 12-1, на третий вычитающий вход - умножителя 12-2, на четвертый суммирующий вход - умножителя 12-3, а на пятый суммирующий вход - дифференциатора 13-1. Выходной сигнал поперечного акселерометра 9 поступает на первый вычитающий вход сумматора 11-2, на второй суммирующий вход которого поступает выходной сигнал умножителя 12-4, на третий вычитающий вход - умножителя 12-5, на четвертый вычитающий вход - умножителя 12-6, а на пятый суммирующий вход - дифференциатора 13-2. Выходной сигнал продольного акселерометра 8 поступает на первый вычитающий вход сумматора 11-3, на второй суммирующий вход которого поступает выходной сигнал умножителя 12-7, на третий вычитающий вход - умножителя 12-8, на четвертый суммирующий вход - функционального преобразователя 5-3, а на пятый суммирующий вход - дифференциатора 13-3. Сигналы на четвертых входах сумматоров 11-1, 11-2, 11-3 поступают на суммирование с коэффициентом пропорциональности g, который учитывает величину ускорения силы тяжести. Выходной сигнал сумматора 11-1 поступает на компаратор 14-1, где происходит его сравнение с полем допуска , величина которого определяется допустимыми погрешностями контролируемых датчиков. Аналогично выходной сигнал сумматора 11-2 поступает на компаратор 14-2, где происходит его сравнение с полем допуска , а выходной сигнал сумматора 11-3 поступает на компаратор 14-3, где происходит его сравнение с полем допуска , величины , также определяются допустимыми погрешностями контролируемых датчиков инерциальной навигационной системы 1. Выход за поле допуска одного или нескольких выходных сигналов сумматоров 11-1, 11-2, 11-3 ведет к срабатыванию компараторов, которое, через логическую схему ИЛИ, передается сигналом отказа на выход устройства.

Преобразователь 16-1, 16-2, 16-3 координат работает следующим образом. Поскольку преобразователь 16-1, 16-2, 16-3 реализует соотношения (12) между его входными: Х₁, Х₂, Х₃, Х₄, Х₅ и выходными: Y₁,Y₂,Y₃ сигналами, то на выходе преобразователя 16-1 координат будут сигналы, пропорциональные:

на выходе преобразователя 16-2 координат будут сигналы, пропорциональные:

а на выходе преобразователя 16-3 координат будут сигналы, пропорциональные:

Таким образом получаются оценки абсолютной угловой скорости аппарата.

Практическая реализация способа и устройства контроля инерциальной навигационной системы подвижного объекта возможна на аналоговой и цифровой схемотехнической базе [9, 10]. Контролируемая инерциальная навигационная система, содержащая датчики параметров: a_X, a_Y, a_Z, ωX, ωY, ωZ, ψ_Г, ϑ, γ, V_ξ, V_η, V_ζ, может быть реализована для большого числа типов отечественных и зарубежных бесплатформенных систем: И-42-1С, БИНС-85, НСИ-2000, БИНС-СП, СБКВ-85, БИНС-ММ, LCR-93, LTN-90, LTN-101, LTN-400, SIGMA RL 90/50/92, Sagem SAPHIR и др. Предпочтительная программная реализация контроля возможна на бортовых вычислительных машинах типа ЦВМ 80-30301, БЦВМ 80-40ХХХ, БЦВМ 90-60ХХХ, БАГЕТ-53, СР 1075/AYK, AP-1R, M362F, CIP и др. [11, 12], возможна и реализация на встроенных вычислителях самих проверяемых инерциальных навигационных систем, что представляется наилучшим вариантом, так как не связано с большими дополнительными нагрузками системы.

Таким образом, в соответствии с полным учетом пространственного движения объекта при получении выражения (1), для заявляемого способа и устройства контроля отсутствуют недостатки прототипа. Высокая точность и надежность контроля достигается из-за отсутствия в алгоритме погрешностей дополнительных датчиков информации, как то измерителей скоростей, углов тангажа, крена, атаки, ускорений объекта. Достоверность контроля инерциальной навигационной системы И-42-1С с помощью вычислителя ЦВМ 80-30301 здесь составляет P_Д5=0,900095, что соответствует времени достоверного контроля T_Д5=19 ч. Это, как минимум, в 5,6-7,1 раз больше, чем у прототипа, и на порядок превышает среднее полетное время объекта. Надежность инерциальной навигационной системы, в совокупности с дополнительными средствами контроля, для заявляемого способа и устройства получается в 1,6-1,9 раз больше, чем у прототипа. Информационная производительность контроля составляет 4,114 бит/с, что больше прототипа, и охватывает все основные выходные параметры контролируемой системы: a_X, a_Y, a_Z, ωX, ωY, ωZ, ψ_Г, ϑ, γ, V_ξ, V_η, V_ζ. Вес прототипа более чем в 1,4÷2,1 раза больше заявляемой системы, особенно, если учесть, что последняя может иметь встроенную программную реализацию вычислителя И-42-1С. Этим объясняются и другие высокие технико-экономическими показателями по габаритам, энергопотреблению, стоимости и удобству эксплуатации на легком маневренном объекте. Практическая реализация контроля возможна простейшими математическими операциями безынерционного алгоритма встроенного или внешнего вычислителя.

Таким образом, приведенные сведения доказывают, что при осуществлении заявленного изобретения выполняются следующие условия:

- средство, воплощяющее устройство-изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в транспортной, авиационной и космической технике и, в частности, для комплексного контроля инерциальных навигационных систем беспилотных, пассажирских и транспортных самолетов. Оно может использоваться для определения исправности самолета в полете и на стадии его предполетной проверки;

- для заявленного изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных или других известных до даты подачи заявки средств;

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить получение указанного технического результата.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".

Источники информации

1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1973, 506 с.

2. Вульфов А. Широкофюзеляжные “ИЛы”// Авиация и космонавтика, №1, 2, 2002.

3. Голинкевич Т.А. Оценка надежности радиоэлектронной аппаратуры. М.: Советское радио, 1969, 176 с.

4. Сейдж Э.П., Уайт Ч.С. Оптимальное управление системами. М.: Радио и связь, 1982, 392 с.

5. Дмитриев С.П., Колесов Н.В., Осипов А.В. Информационная надежность, контроль и диагностика навигационных систем. СПб.: ГНЦ РФ-ЦНИИ Электроприбор, 2003, 207 с.

6. Нейрокомпьютеры в космической технике/ Под ред. В.В.Ефимова. Кн.17. М.: Радиотехника, 2004, 302 с.

7. Ишлинский А.Ю. Механика относительного движения и силы инерции. М.: Наука, 1981, 191 с.

8. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / В.В.Матвеев, В.Я.Распопов/ Под общ. ред. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО “Концерн” ЦНИИ “Электроприбор”, 2009, 280 с.

9. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы: Справочное пособие / С.В.Якубовский, Н.А.Барканов, Л.И.Ниссельсон и др./ Под ред. С.В.Якубовского. М.: Радио и связь, 1984 г., с.432.

10. Смолов В.Б. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, 1981, с.248.

11. Авионика России. Энциклопедический справочник/ Под ред. С.Д.Бодрунова. СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей, 1999, 780 с.

12. Системы управления вооружением истребителей: Основы интеллекта многофункционального самолета/ РАРАН; Под ред. Е.А.Федосова. М., Машиностроение, 2005, 400 с.

Формула изобретения

1. Способ контроля инерциальной навигационной системы, основанный на измерении величины и направления кажущегося ускорения, определении величины и направления разности абсолютного и кажущегося ускорений, проекций этой разности на оси связанной системы координат, отличающийся тем, что одновременно измеряют величину и направление угловой скорости на оси связанной системы координат, величину и направление линейной скорости на оси географической, горизонтальной системы координат, углы гироскопического курса, тангажа, крена, после чего определяют величины и направления линейной скорости и ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, а затем сравнивают проекции ускорения силы тяжести на связанные оси с проекциями разностей абсолютного и кажущегося ускорений согласно соотношениям:
dV_X/dt+ω_YV_Z-ω_ZV_Y-a _X=g_X;
dV_Y/dt+ω_ZV_X-ω_XV_Z-a _Y=g_Y;
dV_Z/dt+ω_XV_Y-ω_YV_X-a _Z=g_Z,
где V_X, V_Y, V_Z - проекции величины и направления линейной скорости на оси связанной системы координат, м/с;
ω_X, ω_Y, ω_Z - проекции величины и направления угловой скорости на оси связанной системы координат, 1/с;
a _X, a _Y, a _Z - проекции величины и направления кажущегося ускорения на оси связанной системы координат, м/с²;
g_X, g_Y, g_Z - проекции величины и направления ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат, м/с²,
при выполнении которых инерциальная навигационная система считается исправной.

2. Устройство контроля инерциальной навигационной системы, содержащее датчики продольной, нормальной, поперечной угловой скорости, датчик крена, выход которого соединен с входами первого и второго функциональных преобразователей, датчик тангажа, выход которого соединен с входами третьего и четвертого функциональных преобразователей, продольный, поперечный, нормальный акселерометры, выход последнего соединен с первым вычитающим входом первого сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего умножителя, входы которого соединены с выходами первого и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом первого дифференциатора, выход первого сумматора соединен со входом первого компаратора, выход поперечного акселерометра соединен с первым вычитающим входом второго сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами четвертого и пятого умножителей, четвертый вычитающий вход - с выходом шестого умножителя, входы которого соединены с выходами второго и четвертого функциональных преобразователей, пятый суммирующий вход - с выходом второго дифференциатора, выход второго сумматора соединен со входом второго компаратора, выход продольного акселерометра соединен с первым вычитающим входом третьего сумматора, второй суммирующий и третий вычитающий входы которого соединены соответственно с выходами седьмого и восьмого умножителей, четвертый суммирующий вход - с выходом третьего функционального преобразователя, пятый суммирующий вход - с выходом третьего дифференциатора, выход третьего сумматора соединен с входом третьего компаратора, первые входы первого и восьмого умножителей подключены к выходу датчика поперечной угловой скорости, первые входы второго и четвертого умножителей подключены к выходу датчика продольной угловой скорости, первые входы пятого и седьмого умножителей подключены к выходу датчика нормальной угловой скорости, выходы первого, второго, третьего компараторов соединены со входами схемы ИЛИ, отличающееся тем, что в него введены датчик гироскопического курса, датчик вертикальной составляющей линейной скорости, датчик западной горизонтальной составляющей линейной скорости, датчик северной горизонтальной составляющей линейной скорости, а также первый, второй, третий преобразователи координат, пятый, шестой функциональные преобразователи так, что выход датчика северной горизонтальной составляющей линейной скорости соединен с первым входом первого преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с пятым и шестым функциональным преобразователем, подключенным входами к выходу датчика гироскопического курса, четвертый и пятый входы - с выходами соответственно датчика вертикальной составляющей линейной скорости и датчика западной горизонтальной составляющей линейной скорости, первый выход первого преобразователя координат соединен с пятым входом второго преобразователя координат, второй выход - с четвертым входом второго преобразователя координат, третий выход - с первым входом второго преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами третьего и четвертого функциональных преобразователей, первый выход второго преобразователя координат соединен с четвертым входом третьего преобразователя координат, второй выход - с пятым входом третьего преобразователя координат, третий выход - с первым входом третьего преобразователя координат, второй и третий входы которого соединены соответственно со вторым и первым функциональными преобразователями, первый выход третьего преобразователя координат соединен с входом первого дифференциатора и вторыми входами четвертого и восьмого умножителей, второй выход третьего преобразователя координат соединен с входом второго дифференциатора и вторыми входами второго и седьмого умножителей, третий выход третьего преобразователя координат соединен с входом третьего дифференциатора и вторыми входами первого и пятого умножителей.

3. Устройство контроля инерциальной навигационной системы по п.2, отличающееся тем, что преобразователь координат содержит последовательно соединенные девятый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - со вторым входом преобразователя координат, четвертый сумматор, второй вход которого соединен с выходом десятого умножителя, а выход - с первым выходом преобразователя координат, последовательно соединенные одиннадцатый умножитель, первый вход которого соединен с первым входом преобразователя координат, второй вход - с третьим входом преобразователя координат, первая схема вычитания, суммирующий вход которой соединен с выходом одиннадцатого умножителя, вычитающий вход - с выходом двенадцатого умножителя, а выход - со вторым выходом преобразователя координат, четвертый вход преобразователя координат соединен с его третьим выходом, пятый вход - с первыми входами десятого и двенадцатого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с третьим и вторым входами преобразователя координат.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 03.07.2015

Дата публикации: 10.03.2016