Информационная система группового самолетовождения

 

Использование: в авиационном приборостроении, в частности в системах, обеспечивающих формирование относительных координат. Сущность изобретения: в информационную систему, формирующую относительные координаты относительно цели на борту каждого взаимодействующего самолета, дополнительно вводятся блок формирования относительных координат, блок алгебраического суммирования, блок приема и передачи данных и блок формирования погрешностей, являющийся линейным фильтром, выделяющим сигнал относительных погрешностей датчиков координат и углов самолетов. После окончания переходных процессов формируются точные относительные координаты взаимодействующих самолетов, передаваемые потребителям для обеспечения управления и пилотирования в групповом самолетовождении. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к системам, обеспечивающим групповое самолетовождение.

Известна система формирования относительных координат [1] содержащая первый датчик координат и углов (одного самолета) ДКУС1, первый датчик координат цели (относительно одного самолета) ДКЦ1, второй датчик координат и углов (другого самолета) ДКУС2, второй датчик координат цели (относительно другого самолета) ДКЦ2. ДКУС1 определяет относительно связанные с землей системой координат углы эволюции самолета _1i (угол курса ₁₁, угол крена ₁₂, угол тангажа ₁₃ и координаты местоположения самолета X_1i (продольная координата X₁₁ боковая координата X₁₂, высота X₁₃). С одного выхода ДКУС1 углы _1i поступают на вход ДКЦ1, а с другого выхода ДКУС1 координаты X_1i выдаются потребителям в систему управления, на индикацию летчику, в прицельную систему.

ДКЦ1, являющийся радиолокационным или оптико-электронным датчиком, определяющим координаты одного самолета относительно цели в системе координат, реализуемой в ДКУС1, X_ц1i (Х_ц11 относительная продольная координата, Х_ц12 относительная боковая координата, Х_ц13 - относительное превышение), выдаваемые потребителям с выхода ДКЦ1.

На другом самолете, аналогично в ДКУС2 формируются углы _2i, с одного выхода ДКУС2 подаваемые на вход ДКЦ2, где формируются координаты другого самолета относительно той же цели Х_ц2i, выдаваемые потребителям. С другого выхода ДКУС2 координаты другого самолета X_2i также выдаются потребителям.

Технический результат изобретения расширение функциональных возможностей системы за счет определения точных относительных координат одного самолета относительно другого, что обеспечивает групповое самолетовождение.

Указанный результат достигается тем, что в информационную систему группового самолетовождения, содержащую последовательно соединенные первый датчик координат и углов самолета и первый датчик координат цели, последовательно соединенные второй датчик координат и углов самолета и второй датчик координат цели, дополнительно ведены объединенные в кольцо первый блок формирования относительных координат, первый блок алгебраического суммирования, первый блок формирования погрешностей, объединенные в кольцо второй блок формирования относительных координат, второй блок алгебраического суммирования, второй блок формирования погрешностей, а также первый блок приема и передачи данных и второй блок приема и передачи данных, причем на второй и третий входы первого блока формирования относительных координат подключены соответственно другой выход первого датчика координат и углов самолета и первый выход первого блока приема и передачи данных, на второй и третий входы первого блока алгебраического суммирования подключены соответственно выход первого датчика координат цели и второй выход первого блока приема и передачи данных, на первый и второй входы которого подключены соответственно другой выход первого датчика координат и углов самолета и выход первого датчика координат цели, на второй и третий входы второго блока формирования относительных координат подключены соответственно другой выход второго датчика координат и углов самолета и первый выход второго блока приема и передачи данных, на второй и третий входы второго блока алгебраического суммирования подключены соответственно выход второго датчика координат цели и второй выход второго блока приема и передачи данных, на первый и второй входы которого подключены соответственно другой выход второго датчика координат и углов самолета и выход второго датчика координат цели, первый и второй входы первого блока приема и передачи данных подключены соответственно к его третьему и четвертому выходам, подключенным соответственно к третьему и четвертому входам второго блока приема и передачи данных, подключенным соответственно к его первому и второму выходам, первый и второй входы второго блока приема и передачи данных подключены соответственно к его третьему и четвертому выходам, подключенным соответственно к третьему и четвертому входам первого блока приема и передачи данных, подключенных соответственно к его первому и второму выходам.

На чертеже представлена блок-схема предлагаемой системы, где 1 первый датчик координат и углов самолета ДКУС1; 2 первый датчик координат цели ДКЦ1; 3 первый блок формирования относительных координат БФОК1; 4 - алгебраического суммирования БАС1; 5 первый блок формирования погрешностей БФП1; 6 первый блок приема и передачи данных БППД1; 7 второй датчик координат и углов самолета ДКУС2; 8 второй датчик координат цели ДКЦ2; 9 - второй блок формирования относительных координат БФОК2; 10 второй блок алгебраического суммирования; 11 второй блок формирования погрешностей БФП2; 12 второй блок приема и передачи данных БППД2.

Блоки 1 6 установлены на первом самолете, блоки 7 12 установлены на втором самолете.

Система работает следующим образом.

ДКУС1(1) является инерциальным или инерциально-спутниковым датчиком координат местоположения и углов эволюций, формирует и выдает с одного выхода углы эволюций самолета _1i(₁₁ угол курса, ₁₂ угол крена, ₁₃ угол тангажа), поступающие на один вход ДКЦ1(2). Координаты местоположения в земной системе координат X_1i (Х₁₁ продольная координата, X₁₂ - боковая координата, X₁₃ высота) с другого выхода ДКУС1(1) поступают первый вход БППД1(6) и на второй вход БФОК1(3).

ДКЦ1(2) является радиолокационным или оптико-электронным датчиком, в котором по измеряемой дальности от самолета до цели D_ц1, углов визирования цели ₁, ₁ формируются координаты первого самолета относительно цели в системе координат, реализуемой в ДКУС1(1), Х_ц1i (Х_ц11 - относительная продольная координата, Х_ц12 относительная боковая координата, Х_ц13 относительное превышение), которые с выхода ДКЦ1(2) поступают на второй вход БППД1(6) и на второй вход БАС1(4). ДКУС2(7) аналогичен по исполнению ДКУС1(1).

C одного выхода ДКУС2(7) сигналы углов эволюций _2i поступают на вход ДКЦ2(8), с другого выхода ДКУС2(7) сигналы координат местоположения X_2i поступают на первый вход БППД2(12) и на второй вход БФОК2(9).

В ДКЦ2(8), по исполнению аналогичному ДКЦ1(2), формируются координаты второго самолета относительно той же цели X_ц2i, которые с выхода ДКЦ2(8) поступают на второй вход БППД2(12) и на второй вход БФОК2(9).

БППД1(6) является, например, радиотехническим приемо-передатчиком, его первый и второй входы подключены соответственно к третьему и четвертому выходам, откуда сигналы X_1i, X_ц1i соответственно передаются на третий и четвертый входы БППД2(12), подключенные соответственно к первому и второму его выходам.

БППД2(12) по выполнению аналогичен БППД1(6). Первый и второй входы БППД2(12) подключены соответственно к его третьему и четвертому выходам, откуда сигналы X_2i, Х_ц2i соответственно передаются на третий и четвертый входы БППД1(6), в котором третий и четвертый входы подключены соответственно к первому и второму выходам.

С первого выхода БППД1(6) координаты X_2i поступают на третий вход БФОК1(3), на первый вход которого подключен корректирующий сигнал _1i с выхода БФР1(5). Со второго выхода БППД1(6) относительные координаты Х_ц2i поступают на третий вход БАС1(4), на первый вход которого с выхода БФОК1(3) поступают откорректированные координаты x^к_12i В БФОК1(3) формируются откорректированные относительные координаты первого самолета относительного второго самолета x_1i- x_2i- _1i = x^к_12i.

При этом , здесь точные значения координат местоположения; погрешности определения координат f_1i, f_2i датчиков ДКУС1(1), ДКУС2(7) f_1i=a₀₁+a_1i+a_2it²+. a_nitⁿ, f_2i=b_0i+b_1i+b_2it²+. b_nitⁿ, f_12i=f_1i-f_2i+(a_0i-b_0i)+(a_1i-b_1i)t+.+ +(a_ni-b_ni)tⁿ= C_0i+C_1it+.+C_nitⁿ.

здесь a, b, c постоянные величины, t время.

Тогда , (здесь точные значения относительных координат, f_12i - погрешность относительных координат).

Откорректированные относительные координаты с входа БФОК1(3) поступают на первый вход БАС1(4), где формируются y_1i= x_ц1i+ x_ц2i- x^к_12i.

Здесь при этом высокочастотная центрированная ошибка, тогда с выхода БАС1(4), поступающий на вход БФП1(5). БФП1(5) является корректирующим линейным фильтром, реализующим передаточную функцию

(здесь р оператор дифференцирования, m n +1), на выходе ВФП1(5) будет корректирующая поправка

соответственно при r Ao + + A_m-1P^m-1,
где постоянные коэффициенты A обеспечивают устойчивость, качество переходных процессов и подавление высокочастотных погрешностей .

Соответственно на выходе БФОК1(3) будут откорректированные относительные координаты

откуда следует, что при m+n= 1, , высокочастотная составляющая проходя через фильтр, подавляется до любого близкого к нулю уровня, тогда соответственно , т.е. откорректированные относительные координаты x^к_12i фактически равны действительным Координаты x^к_12i выдаются потребителям в систему управления и систему индикации для выполнения самолетовождения первого самолета относительно второго.

По аналогии с первым самолетом на втором самолете первый выход БППД2(12) подключен к третьему входу БФОК2(9), на третий вход которого подключен выход БФП2(11) _2i. Второй выход БППД2(12) подключен к третьему входу БАС2(10), на первый вход которого с выхода БФОК2(9) поступает сигнал откорректированных координат
где точное значение относительно координат,
f_21i=f_12i, .

В БАС2(10) формируется при

поступающий на вход БФП2(11), где по аналогии с БФП1(3) формируется сигнал

соответственно на выходе БФОК2(9) будет

откуда следует, что высокочастотная составляющая подавляется до любого близкого к нулю уровня, а при m+n=1 , соответственно т.е. формируются относительные координаты x^к_21i/ , практически равные действительный ; координаты x^к_21i выдаются потребителям на индикацию и в систему управления для выполнения самолетовождения второго самолета относительно первого.

Таким образом достигается информационное обеспечение группового самолетовождения, что свидетельствует о расширении функциональных возможностей системы.

Формула изобретения

Информационная система группового самолетовождения, содержащая последовательно соединенные первый датчик координат и углов самолета и первый датчик координат цели, последовательно соединенные второй датчик координат и углов самолета и второй датчик координат цели, отличающаяся тем, что дополнительно введены последовательно соединенные первый блок формирования относительных координат, первый блок алгебраического суммирования и первый блок формирования погрешностей, последовательно соединенные второй блок формирования относительных координат, второй блок алгебраического суммирования и второй блок формирования погрешностей, а также первый и второй блоки приема и передачи данных, в каждом из которых первый и второй входы соединены соответственно с третьим и четвертым выходами, а третий и четвертый входы с первым и вторым выходами, третий и четвертый выходы первого блока приема и передачи данных соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго блока приема и передачи данных, третий и четвертый выходы которого соединены с третьим и четвертым входами первого блока приема и передачи данных, первый вход первого блока приема и передачи данных соединен с вторым выходом первого датчика координат и углов самолета и с вторым входом первого блока формирования относительных координат, первый вход которого соединен с выходом первого блока формирования погрешностей, а третий вход с первым выходом первого блока приема и передачи данных, второй вход первого блока приема и передачи данных соединен с выходом первого датчика координат цели и вторым входом первого блока алгебраического суммирования, третий вход которого соединен с вторым выходом первого блока приема и передачи данных, первый вход второго блока приема и передачи данных соединен с вторым выходом второго датчика координат и углов самолета и вторым входом второго блока формирования относительных координат, первый вход которого соединен с выходом второго блока формирования погрешностей, а третий вход с первым выходом второго блока приема и передачи данных, второй вход второго блока приема и передачи данных соединен с выходом второго датчика координат цели и вторым входом второго блока алгебраического суммирования, третий вход которого соединен с вторым выходом второго блока приема и передачи данных, при этом выходы первого и второго блоков формирования относительных координат являются выходами информационной системы.

РИСУНКИ

Рисунок 1