Блок навигационного обеспечения на "грубых" чувствительных элементах

Полезная модель относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации, комплексированных со спутниковой навигационной системой. Техническим результатом, на достижение которого направлена полезная модель, является расширение функциональных возможностей устройства за счет повышения информативности формируемых навигационных данных при одновременном снижении объема вычисления параметров навигационной информации, приводящем к повышению быстродействия. Блок навигационного обеспечения, находящийся на борту летательного аппарата, имеет, по меньшей мере, один узел акселерометров и, по меньшей мере, один узел датчиков угловых скоростей, в которых использованы «грубые» чувствительные элементы, модуль спутниковой навигационной системы и модуль навигационного обеспечения, один из входов которого является входом блока и выполнены с возможностью подключения к его выходам, по меньшей мере, одного трехосевого магнитометра, измерительные оси которого ориентированы так же, как акселерометры и датчики угловых скоростей ортогонально в пространстве, при этом первые, вторые и третьи информационные входы модуля навигационного обеспечения соединены с соответствующими выходами, соответственно, по меньше мере, одного узла датчиков угловых скоростей, по меньшей мере, одного узла акселерометров и модуля спутниковой навигационной системы, первые выходы модуля навигационного обеспечения являются первыми выходами блока и выполнены с возможностью передачи информации, касающийся изменения положения летательного аппарата, вторые выходы модуля навигационного обеспечения являются вторыми выходами блока и выполнены с возможностью передачи данных о пространственном положении летательного аппарата, причем модуль навигационного обеспечения снабжен узлом фильтрации входных сигналов, узлом определения базовых показаний акселерометров, узлом вычисления углов ориентации летательного аппарата, узлом интерполяции траектории полета летательного аппарата, узлом вычисления координат положения летательного аппарата, узлом определения траектории движения летательного аппарата, узлом определения временного интервала, характеризующего перемещение летательного аппарата, узлом формирования информации о пространственном положении летательного аппарата, а также узлом сжатия данных. 1 нз. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Полезная модель относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации, комплексированных со спутниковой навигационной системой.

Известна комплексная навигационная система, содержащая базовую навигационную систему, блок корректирующих средств, блок компенсации ошибок, блок формирования параметров состояния, блок формирования невязки, блок прогноза, блок оценивания, причем выход базовой навигационной системы подключен к первому входу блока компенсации ошибок, выход блока компенсации ошибок подключен к входу блока формирования параметров состояния и к первому входу блока формирования невязки, при этом комплексная навигационная система дополнительно снабжена блоком анализа, первый, второй и третий входы/выходы которого подключены ко второму входу/выходу блока прогноза, второму входу/выходу блока селекции фильтров, входу/выходу блока селекции корректирующих средств соответственно, простой вход блока анализа подключен к выходу блока формирования параметров состояния, простой выход блока анализа подключен ко второму входу блока компенсации ошибок; блоком селекции корректирующих средств, простые входы которого подключены по одному к соответствующим выходам блока корректирующих средств, простой выход блока селекции корректирующих средств подключен ко второму входу блока формирования невязки, вход/выход блока селекции корректирующих средств подключен к третьему входу/выходу блока анализа; блоком селекции фильтров, первый и второй входы/выходы которого подключены к первому и второму входам/выходам блока прогноза и блока анализа соответственно, остальные входы/ выходы подключены по одному к соответствующим входам/выходам фильтров, входящих в состав блока оценивания, простой вход блока селекции фильтров подключен к выходу блока формирования невязки (см. патент РФ 2265190, 2005).

Недостатками известного технического решения являются его низкие функциональные возможности, обусловленные низкой информативностью формируемых навигационных данных и большим объемом вычислений параметров навигационной информации, приводящей к снижению быстродействия.

Наиболее близкой к предлагаемому техническому решению является комплексированная бесплатформенная инерциально-спутниковая система навигации на «грубых» чувствительных элементах (ЧЭ), содержащая блок ЧЭ из трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей по трем ортогональным осям, приемник спутниковой навигационной системы (СНС), блок определения качества измерений СНС, блок измерения (или определения) параметров движения носителя, несколько (преимущественно три) вычислительных платформ, мастер-фильтр; при этом выходы сигналов блока ЧЭ соединены с соответствующими входами платформ, выходы сигналов которых, а именно углов крена и тангажа со всех трех платформ, а также угол курса, географические координаты и составляющие линейной скорости со второй платформы, соединены с соответствующими входами мастер- фильтра; выход сигналов приемника СНС, а именно путевого угла (для определения угла курса), географических координат и составляющих линейной скорости, соединен с соответствующими входами блока качества СНС, второй платформы и мастер-фильтра; выход блока качества СНС соединен с соответствующими входами второй платформы и мастер-фильтра; выходные сигналы бока параметров движения, а именно крена, производной курса и горизонтальных составляющих линейного ускорения носителя, соединены с соответствующими входами блока качества СНС, платформ и мастер- фильтра; выходы мастер-фильтра, а именно сигналы углов ориентации, географических координат и составляющих линейной скорости являются выходами всего устройства системы (см. патент РФ 238056, 2010).

Недостатками данного известного технического решения также являются его низкие функциональные возможности, обусловленные низкой информативностью формируемых навигационных данных и большим объемом вычисления параметров навигационной информации, приводящей к снижению быстродействия.

Техническим результатом, на достижение которого направлена предлагаемая полезная модель, является расширение функциональных возможностей устройства за счет повышения информативности формируемых навигационных данных при одновременном снижении объема вычисления параметров навигационной информации, приводящей к повышению быстродействия.

Таким образом, указанный технический результат достигается за счет того, что предлагаемое техническое решение - блок навигационного обеспечения (БНО), находящийся на борту летального аппарата, характеризуется тем, что он имеет, по меньшей мере, один узел акселерометров и, по меньшей мере, один узел датчиков угловых скоростей, в которых использованы «грубые» чувствительные элементы (ЧЭ), модуль спутниковой навигационной системы (СНС) и модуль навигационного обеспечения, по меньшей мере, одного трехосевого магнитометра, измерительные оси которого ориентированы ортогонально так же, как акселерометры и датчики угловых скоростей в пространстве, при этом первые, вторые и третьи информационные входы модуля навигационного обеспечения соединены с соответствующими выходами, соответственно, по меньшей мере, одного узла акселерометров и модуля спутниковой навигационной системы, первые выходы модуля навигационного обеспечения являются первыми выходами блока и выполнены с возможностью передачи информации, касающейся изменения положения летательного аппарата, вторые выходы модули навигационного обеспечения являются вторыми выходами блока и выполнены с возможностью передачи данных о пространственном положении летательного аппарата, причем модуль навигационного обеспечения снабжен узлом фильтрации входных сигналов, узлом определения базовых показаний акселерометров, узлом вычисления углов ориентации летательного аппарата, узлом определения траектории движения летательного аппарата, узлом определения временного интервала, характеризующего перемещение летательного аппарата, узлом формирования информации о пространственном положении летательного аппарата, а также узлом сжатия данных.

Кроме того, узел фильтрации входных сигналов выполнен с возможностью обработки поступающих от акселерометров и датчиков угловых скоростей сигналов фильтром Калмана.

Кроме того, узел фильтрации входных сигналов выполнен с возможностью обработки поступающих от, по меньшей мере, одного трехосевого магнитометра, сигналов усредняющим фильтром, функционирующим в режиме задержки сигналов на 10 мс.

Кроме того, узел интерполяции траектории полета летательного аппарата выполнен с возможностью учета данных об изменении ориентации объекта в пространстве, магнитном курсе летательного аппарата и информации, поступающей от модуля спутниковой навигационной системы.

Кроме того, акселерометры, одного соответствующего узла выполнены с возможностью функционирования, по меньшей мере, в одном диапазоне регистрируемых ускорений.

Кроме того, узел формирования информации о пространственном положении летательного аппарата (определении траектории перемещения) выполнен с возможностью подключения, по меньшей мере, к одному каналу связи для передачи данных в пакетном режиме по заранее заданному протоколу обмена информацией.

Кроме того, узел сжатия данных выполнен с возможностью подключения, по меньшей мере, к одному каналу связи для передачи информации с целью ее последующей обработки.

Сущность предлагаемой полезной модели показана на фиг.1 и 2, где на фиг.1 показана блок-схема блока навигационные обеспечения (БНО), а на фиг.2 представлен алгоритм функционирования БНО.

На фиг.1 приняты следующие обозначения: 1 - узел датчиков угловых скоростей, 2 - узел акселерометров, 3 - модуль спутниковой навигационной системы, 4 - модуль навигационного обеспечения, 5 - по меньшей мере, один трехосевой магнитометр, 6 - входы модуля навигационного обеспечения, 7, 8, 9 - первые, вторые и третьи информационные входы модуля навигационного обеспечения, 10 - первые выходы модуля навигационного обеспечения, 11 - вторые выходы модуля навигационного обеспечения, 12 - БНО.

Таким образом, блок навигационного обеспечения включает в себя узел 1 датчиков угловых скоростей, узел 2 акселерометров, модуль СНС 3, модуль 4 навигационного обеспечения. Один из входов 6 модуля 4 навигационного обеспечения являются входами блока навигационного обеспечения и выполнены с возможностью подключения к выходам, по меньшей мере, одного трехосевого магнитометра 5, измерительные оси которого ориентированы ортогонально в пространстве. Датчики угловых скоростей и акселерометры соответствующих узлов 1 и 2 пространственно ориентированы по ортогональным осям, при этом первые 7, вторые 8 и третьи 9 информационные входы модуля 4 навигационного обеспечения соединены с соответствующими выходами, соответственно, узла 1 датчиков угловых скоростей, узла 2 акселерометров и модуля 3 спутниковой навигационной системы, первые выходы модуля 4 навигационного обеспечения являются первыми выходами блока и навигационного обеспечения и выполнены с возможностью передачи информации, касающейся изменения положения летательного аппарата, вторые выходы модуля 4 навигационного обеспечения являются вторыми выходами блока навигационного обеспечения и выполнены с возможностью передачи данных о пространственном положении летательного аппарата.

В узлах 1 и 2, соответственно, датчиков угловых скоростей и акселерометров, находящихся на борту летательного аппарата (ЛА) использованы «грубые» чувствительные элементы, т.е. элементы с низкой точностью, обусловленного дрейфом гироскопов (входят в состав датчиков угловых скоростей и акселерометров).

Модуль 4 навигационного обеспечения снабжен узлом фильтрации входных сигналов, узлом определения базовых показаний акселерометров, узлом вычисления углов ориентации летательного аппарата, узлом интерполяции траектории полета летательного аппарата, узлом вычисления координат положения летательного аппарата, узлом определения траектории движения летательного аппарата, узлом определения временного интервала, характеризующего перемещение летательного аппарата, узлом формирования информации о пространственном положении летательного аппарата, а также узлом сжатия данных (на фиг.1 не показаны).

На фиг.2 приняты следующие обозначения:

13 - информация, идущая от датчиков узла 1 датчиков угловых скоростей;

14 - информация, наступающая от акселерометров узла 2;

16 - информация, идущая от, по меньшей мере, одного магнитометра 5;

17, 18, 19 - осуществление фильтрации сигналов навигационной информации;

20 - выполнение алгоритма БИНС;

21 - установка времени упреждения;

22 - определение невязки;

23 - вычисление углов ориентации ЛА;

24 - вычисление координат положения ЛА;

25 - вычисление вектора скорости ЛА;

26 - определение временного интервала, характеризующего перемещение ЛА.

Узел фильтрации входных сигналов (на фиг.1 не показан) может быть выполнен с возможностью обработки поступающих от акселерометров и датчиков угловых скоростей сигналов фильтром Калмана или с возможностью обработки поступающих от, по меньшей мере, одного трехосевого магнитометра 5, сигналов усредняющим фильтром, функционирующим в режиме задержки сигналов на 10 мс. с возможностью обработки поступающих от модуля 3 спутниковой навигационной системы сигналов фильтром Кальмана.

Узел интерполяции траектории полета летательного аппарата (на фиг.1 не показан) может быть выполнен с возможностью учета данных об угловых скоростях и магнитном курсе летательного аппарата и информации, поступающей от модуля спутниковой навигационной системы.

Акселерометры соответствующих узлов 2 могут быть выполнены с возможностью функционирования в различных диапазонах регистрируемых ускорений.

Узел формирования информации о пространственном положении летательного аппарата (на фиг.1 не показан) может быть выполнен с возможностью подключения, по меньшей мере, к одному каналу связи для передачи данных в пакетном режиме по заранее заданному протоколу обмена информацией.

Узел сжатия данных (на фиг.1 не показан) может быть выполнен с возможностью подключения, по меньшей мере, к одному каналу связи для передачи информации с целью ее последующей обработки.

Узел фильтрации входных сигналов (на фиг.1 не показан) осуществляет устранение систематических погрешностей датчиков, «сведение» информации от пар датчиков и фильтрацию полученных данных. Для устранения смещений датчиков используются данные, полученные в момент начальной калибровки системы, для устранения неточности геометрии корпуса блока и погрешности установки датчиков - данные, полученные во время производственной калибровки БНО во время его изготовления. «Сведение» информации с одинаковых датчиков осуществляется простым суммированием (с учетом систематических погрешностей каждого датчика). «Сведение» информации с разнородных датчиков осуществляется взвешенным суммированием, причем веса изменяются от измеряемой физической величины. Для фильтрации полученной после сведения информации используются фильтры с небольшим значением групповой задержки. Характеристики фильтров для канала угловых скоростей и канала ускорений различны.

Узел определения базовых показаний акселерометров (на фиг.1 не показан) функционирует на основании статистики погрешностей датчиков.

При этом в узле математически определяется вектор земного притяжения (направления на центр земли). При расчете данного вектора списывается погрешность установки БНО на борту ЛА и изменения углов отклонения летательного аппарата от вертикали по крену и тангажу при выполнении полета.

Использование значений абсолютного значения вектора магнитного поля и его направления (в т.ч. изменения направления) позволяют ввести дополнительную фильтрацию и увеличить точность вычислений углов ориентации летательного аппарата.

Точность показаний датчиков при этом такова, что это значение ускорения свободного падения от запуска у запаску меняется в диапазоне 9.56÷10.05 м/с² .

Узел вычисления углов ориентации ЛА (на фиг.1 не показан) по значению величины угловых скоростей и направления вектора магнитного поля дает значения углов ориентации ЛА.

В узле осуществляется определение ориентации объекта в пространстве. Для увеличения точности и снижения влияния шумов низкоточных микромеханических датчиков применяется значение направления магнитного поля, обладающее сравнительно низкой расширяющей способностью, но не имеющей в сигнале шумовых составляющих.

На основании входящих параметров вычисляемых углов ориентации летательного аппарата и рассчитанного вектора земного притяжения определяются значения нулевого списания показаний акселерометров (датчиков линейного ускорений) при изменении ориентации объекта в пространстве (определяется направление вектора земного притяжения относительно объекта управления). Здесь определяются значения проекции вектора притяжении земли на наш объект в зависимости от ориентации объекта относительно направления притяжения.

Узел интерполяции траектории полета ЛА (на фиг.1 не показан) функционирует следующим образом.

На основании данных от приемника СНС, направления вектора магнитного поля и угловых скоростей определяется расчет положения объекта в системе координат XYZ. Вычисления осуществляются с применением алгоритмов постобработки, что приводит к определению координат с существенно более высокой точностью, с условием получения значения с частотой работы алгоритма программы с фиксированной временной задержкой (обусловлена обработкой информации от приемника СНС).

Узел вычисления координат положения ЛА (на фиг.1 не показан) предназначен для расчета координат, скорости изменения координат и курса ЛА, по значениям величин показаний датчиков угловых скоростей, акселерометров и с учетом невязки при определении координат ЛА. Он является основным узлом невязки модуля 4 навигационного обеспечения 4. Осуществляет расчет положения и ориентации объекта в пространстве.

Использование «грубых» ЧЭ (дрейф гироскопов 0,11 град/сек) не позволяют осуществлять с требуемой точностью расчет координат летательного аппарата в период более 3÷3,5 секунд.

Для обеспечения необходимой точности работы данного узла в каждый такт его работы осуществляется коррекция вычислений на основании невязок и направления и абсолютного значения вектора магнитного поля. Задержка во времени определения невязок определена задержкой в определении координат по информации от СНС. Следовательно, с одной стороны не учитывается возможная дополнительная ошибка в последние секунды, с другой стороны - высокоточное определение отклонения результатов вычислений от реальных координат объекта.

Данное значение определено на основании точности автономного определения координат, итоговая точность определяется качеством определения невязки.

Невязка рассчитывается на основании расхождения между рассчитанными траекториями рассчитанной на основании данных приемника СНС и траектории ЛА.

Узел определения траектории движения ЛА (на фиг.1 не показан) отвечает за определение координат положения ЛА на заданный момент времени, передаваемый в узел, и узла определения временного интервала. Узел интерполирует траекторию движения ЛА по нескольким известным узловым точкам положения ЛА в известные моменты времени до заданного момента выдачи «дельта»-импульса и, по крайней мере, одной известной точке в соответствующий момент времени после заданного момента времени. Далее на данной интерполированной траектории определяется точка, в которой ЛА находился в момент выдачи «дельта»-импульса.

Необходимость наличия узла определения временного интервала, характеризующего перемещение ЛА (на фиг.1 не показан) продиктована предполагаемыми высокими скоростями движения ЛА, что в случае формирования признака прохождения наперед заданного расстояния в n-метров (далее «дельта»-импульса) в каждый тракт работы алгоритма потребовало бы неоправданно высоких скоростей его работы. Вместо этого в рассматриваемой системе на основе знания текущего значения и динамики изменения скорости ЛА вычисляется момент времени выдачи следующего «дельта»-импульса, причем, если это время находится за пределами следующего цикла работы алгоритма, «дельта»-импульс не выдается, если же выясняется, что на начало очередного цикла работы алгоритма ЛА уже преодолел наперед заданное расстояние, «дельта»-импульс выдается немедленно. Во всех остальных случаях рассчитывается промежуток времени dT после прохождения которого от начала очередного цикла работы алгоритма ЛА, должен оказаться на расстоянии n-метров от точки, в которой был выдан предыдущий «дельта»-импульс. Узел программируется на выдачу «дельта»-импульса в этот момент времени. Момент выдачи «дельта»-импульса запоминается. В следующем после выдачи «дельта»-импульса цикле работы алгоритма на основании данных о фактических координатах ЛА на момент начала этого цикла определяются реальные смещения ЛА по осям X, Y, Z относительной начальной точки работы алгоритма, и именно они передаются в узел формирования информации о пространственном положении ЛА. Таким образом, исключается накопление погрешности, связанной с возможной неточностью определения момента времени прохождения ЛА наперед заданного расстояния n метров.

На вход узла формирования информации о пространственном положении ЛА (на фиг.1 не показан) поступают:

- сведенные к осям модуля навигационного обеспечения составляющие ускорений с акселерометров, с учетом смещений масштабов, с блока сжатия данных

- данные с СНС

- данные о местоположении ЛА в координатах XYZ

- данные о смещении относительно предыдущей «дельты»

- признак выдачи дельты

- временные метки

В соответствии с установленным протоколом обмена с взаимодействующей системой узел формирует и отправляет в канал связи пакеты данных. Каждый пакет имеет метку времени, что позволяет производить последующую временную привязку переданной информации.

В целях снижения общего объема передаваемой информации данные с датчиков угловых скоростей и ускорений сжимаются в узле сжатия данных дифференциальным методом (т.е. передается не сама физическая величина, а ее приращение).

Узел сжатия данных (на фиг.1 не показан) осуществляет уменьшение объема данных от датчиков угловых скоростей и ускорений, передаваемых во взаимодействующую систему для последующей постобработки. Узел осуществляет дифференциальное кодирование полученных после фильтрации данных с датчиков, путем вычисления разницы (приращения) между текущим и предыдущим значением измеряемой физической величины. Диапазон изменения вычисленных приращений меньше диапазона изменения самой физической величины, что позволяет передавать информацию меньшим количеством двоичных разрядов. Для исключения накопления ошибки, а также увеличения помехоустойчивости периодически в выходной поток информации передается сама измеряемая величина.

Следует отметить, что алгоритм БНО состоит, как правило, из алгоритма навигации. При этом алгоритм ориентирован на вычислении и применении углов Эйлера, а также углов Крылова-Эйлера. Алгоритм навигации основан на определении проекции скорости движения ЛА относительно Земли. При этом при использовании данных алгоритмов осуществляется предварительная обработка сигналов датчиков, интегрирование в параметрах Родрига-Гамильтона, пересчет кватернионов в углы ориентации ЛА, а также расчет навигационных координат ЛА.

Принцип функционирования БНО рассмотрим на примере устройства, показанного на фиг.1. Здесь показаны два узла 1 датчиков угловых скоростей одинакового диапазона измерения. Их измерительные оси расположены ортогонально.

Также изображены два узла 2 акселерометров, причем акселерометры каждого узла 2 имеют свой диапазон измерений.

Большой диапазон обеспечивает охват всех возможностей воздействий на летательный аппарат, меньший диапазон позволяет получить увеличение точности измерения линейных ускорений в наиболее востребованном диапазоне. Измерительные оси расположены ортогонально.

Магнитометр 5 - трехосевой магнитометр. Его измерительные оси расположены ортогонально.

Модуль СНС 3 - модуль с приемником спутниковых координат, который обеспечивает определение координат и скорости изменения координат летательного аппарата.

Обработка информации и расчет необходимых параметров происходят в модуле 4 навигационного обеспечения.

С момента подачи питания определяются значения нулевых сигналов датчиков угловых скоростей и линейных ускорений. Вычисляются законы поведения шумовых составляющих сигналов датчиков в текущем запуске.

При каждом запуске значения нулевых сигналов и шумовых составляющих сигналов датчиков могут существенно меняться в пределах оговоренных в документах. После подачи питания значения отклонений и шумовых составляющих практически неизменны на все время непрерывной работы датчиков. Определение значений указанных параметров необходимо при каждом включении датчиков.

Сигналы датчиков угловых скоростей (ДУС), линейных ускорений, магнитометра 5 и приемника модуля 3 СНС проходят предварительную фильтрацию.

Для ДУС и акселерометров применяется фильтр Калмана. Входная частота поступления информации от датчиков - 819,2 Гц. Выходная - 409,6 Гц. Период задержки выходного сигнала - 10 мс.

Для магнитометра 5 применяется усредняющий фильтр с периодом задержки 10 мс.

Показания приемника модуля 3 СНС обрабатываются фильтром Калмана. Частота обновления входной информации 1 Гц. Задержка определения координат составляет 3 с. На основании полученных координат объекта осуществляется интерполяционное восстановление пройденной траектории с шагом 409,6 Гц.

Для ДУС и акселерометров применяется фильтрация с децимацией.

Входная частота поступления информации от датчиков максимально возможная, выходная соответствует частоте работы алгоритма программы.

Применение сдвоенных ДУС соответствующих узлов на ось и пары разноточных акселерометров позволяет без дополнительных затрат существенно повысить точность определения угловых скоростей (в 1.4 раза) и вдвое - по измерению линейных перегрузок в самом необходимом диапазоне измерения.

БНО обеспечивает выполнение задач определения координат при следующих изменениях пилотажно-навигационных параметров:

- географические координаты: широта ±90°, долгота ±180°, в том числе над горными массивами и водными поверхностями;

- угловые скорости по всем трем осям в пределах 30°/сек;

- линейные продольные и поперечные перегрузки ±0,7 единиц;

При указанных технических характеристиках БНО автономно выполняет определение текущих координат летательного аппарата, и, в зависимости от режима работы, осуществляет расчет перемещения ЛА в пространстве и выдачу интервалов перемещения целевой нагрузке.

В состав БНО входят следующие датчики:

- угловых скоростей и линейного ускорения ADIS 16355 (Analog Devices) с диапазоном измерения ±150°/с, 10 ед. перегрузки;

- угловых скоростей и линейного ускорения ADIS 16354 (Analog Devices) с диапазоном измерения ±150°/с, 1.7 ед. перегрузки;

- магнитного курса НМС6343 (Honeywell) - магнитометр;

- приемник спутниковой системы навигации ЕТ-332 (GlobalSat).

Для магнитометра 5 применяется фильтрация с децимацией и фильтр Калмана. Суммарный период задержки выходного сигнала не превышает задержку обработки сигналов микромеханических датчиков. Выходные сигналы магнитометра 5 - абсолютное значение вектора напряженности магнитного поля и направление вектора в трехмерном пространстве относительной осей летательного аппарата.

Показания приемника модуля 3 СНС первоначально обрабатываются фильтром Калмана. Частота обновления входной информации 1 Гц на основании полученных координат объекта осуществляется интерполяционное восстановление пройденной траектории с шагом равным дискретности расчета алгоритма программы. Общая задержка полученных навигационных данных составляет не менее трех тактов обновления спутниковых координат.

На основании непрерывно получаемых спутниковых данных осуществляется высокоточная привязка получаемых координат по времени.

Получаемые данные позволяют с достаточно высоким качеством получать значения показаний всех датчиков, и с высоким качеством и сравнительно небольшой задержкой - координаты центра масс ЛА.

Особенностью структуры БНО является применение однотипных микромеханических датчиков с разными диапазонами измерения. Таким образом, совокупность получаемой информации позволяет работать с большей точностью в выбранных режимах при измерении всего диапазона параметров. Избыточность информации предназначена для увеличения контролепригодности и достоверности получаемой информации.

Для коррекции полученных сигналов используются обработанные и отфильтрованные данные спутниковой навигационной системы модуля 3 и магнитометра 5.

Физически БНО представляет собой параллелепипед, внутри которого расположены плата процессорная, источник питания, набор чувствительных элементов (гироскопов и акселерометров), плата спутниковой навигационной системы. К блоку предусмотрено подключение: взаимодействующего оборудования в виде системы управления объектом, субблока магнитометра 5, антенны СНС модуля 3.

БНО выдает координаты и углы ориентации летательного аппарата при перемещении центра масс=±10%.0пределение траектории перемещения основано на вычислении пути по показаниям низкоточных микромеханических инерциальных датчиков угловых скоростей и линейных ускорений (реализованы алгоритмы интегрированной бесплатформенной инерциальной системы навигации (БИНС)).

Параллельно с работой алгоритма БИНС осуществляется расчет траектории полета летательного аппарата на основании данных СНС, который строится с применением алгоритмов интерполирования показаний приемника СНС модуля 3.

Коррекция работы алгоритмов работы интегрированной БИНС осуществляется на каждом шаге выполнения алгоритма работы БНО посредством определения невязки между траекториями, построенными БИНС, и спутниковой системы навигации в момент времени ранее текущего. Корректирующие коэффициенты в алгоритм БИНС определяются на основании невязки.

Каждый шаг своей работы алгоритм БИНС осуществляет определения времени выдачи координат следующей точки, отстоящей на заданном расстоянии от предыдущей, на траектории движения объекта. Выдача координат летательного аппарата осуществляется в рассчитанный момент времени и не зависит от временной привязки тактовой частоты исполнения алгоритма.

Подобное применение датчиков, обладающих невысокой точностью, приемника спутниковой навигации с низкой частотой обновления информации и оптимального алгоритма работы позволяет получить высокую точность определения координат, своевременную выдачу необходимых данных в целевой комплекс, а также расширить функциональные возможности БНО за счет повышения информативности формируемых навигационных данных при одновременном снижении объема вычисления параметров навигационной информации, приводящем к снижению требований к быстродействию.

1. Блок навигационного обеспечения для размещения на борту летательного аппарата, характеризующийся тем, что он имеет, по меньшей мере, один узел акселерометров и, по меньшей мере, один узел датчиков угловых скоростей, в которых использованы «грубые» чувствительные элементы, модуль спутниковой навигационной системы и модуль навигационного обеспечения, один из входов которого является входом блока и выполнен с возможностью подключения к нему, по меньшей мере, одного трехосевого магнитометра, измерительные оси которого ориентированы также, как акселерометры и датчики угловых скоростей, ортогонально в пространстве, при этом первые, вторые и третьи информационные входы модуля навигационного обеспечения соединены с соответствующими выходами, соответственно, по меньшей мере, одного узла датчиков угловых скоростей, по меньшей мере, одного узла акселерометров и модуля спутниковой навигационной системы, первые выходы модуля навигационного обеспечения являются первыми выходами блока и выполнены с возможностью передачи информации, касающейся изменения положения летательного аппарата, вторые выходы модуля навигационного обеспечения являются вторыми выходами блока и выполнены с возможностью передачи данных о пространственном положении летательного аппарата, причем модуль навигационного обеспечения снабжен узлом фильтрации входных сигналов, узлом определения базовых показаний акселерометров, узлом вычисления углов ориентации летательного аппарата, узлом вычисления координат положения летательного аппарата, узлом интерполяции траектории полета летательного аппарата, узлом определения траектории движения летательного аппарата, узлом определения временного интервала, характеризующего перемещение летательного аппарата, узлом формирования информации о пространственном положении летательного аппарата, а также узлом сжатия данных.

2. Блок по п.1, отличающийся тем, что узел фильтрации входных сигналов выполнен с возможностью обработки поступающих от акселерометров и датчиков угловых скоростей сигналов фильтром Калмана.

3. Блок по п.1, отличающийся тем, что узел фильтрации входных сигналов выполнен с возможностью обработки поступающих, по меньшей мере, от одного трехосевого магнитометра сигналов усредняющим фильтром, функционирующим в режиме задержки сигналов на 10 мс.

4. Блок по п.1, отличающийся тем, что узел фильтрации входных сигналов выполнен с возможностью обработки поступающих от модуля спутниковой навигационной системы сигналов фильтром Калмана.

5. Блок по п.1, отличающийся тем, что узел интерполяции траектории полета летательного аппарата выполнен с возможностью учета данных об угловых скоростях и магнитном курсе летательного аппарата и информации, поступающей от модуля спутниковой навигационной системы.

6. Блок по п.1, отличающийся тем, что акселерометры, по меньшей мере, одного соответствующего узла выполнены с возможностью функционирования, по меньшей мере, в одном диапазоне регистрируемых ускорений.

7. Блок по п.1, отличающийся тем, что узел формирования информации о пространственном положении летательного аппарата выполнен с возможностью подключения, по меньшей мере, к одному каналу связи для передачи данных в пакетном режиме потребителю по заранее заданному протоколу обмена информацией.

8. Блок по п.1, отличающийся тем, что узел сжатия данных выполнен с возможностью подключения, по меньшей мере, к одному каналу связи для передачи информации с целью ее последующей обработки.