RU2776856C2

RU2776856C2 - Methods for determining the values of orientation angles during the movement of the aircraft and correcting the values of orientation angles

Info

Publication number: RU2776856C2
Application number: RU2020123626A
Authority: RU
Inventors: Сергей Николаевич Артемьев; Олег Валерьевич Коротков; Василий Вячеславович Долгов; Валерий Иванович Жемеров
Original assignee: Акционерное общество "Аэроприбор-Восход"
Filing date: 2020-07-16
Publication date: 2022-07-28

Abstract

FIELD: aircraft technology.

SUBSTANCE: invention relates to the field of aircraft orientation systems, mainly unmanned aircraft and guided projectiles. The claimed methods for determining the values of the orientation angles during the movement of the aircraft and correcting the values of the orientation angles are that to determine the course and pitch angles in the radio navigation mode, the altitude and linear velocities found by the radio navigation part (RNP) of the navigation system and the deviation angles of the control aerodynamic surfaces of the aircraft are used. To determine the roll angle in this mode, the aircraft is periodically subjected to a test movement in a plane perpendicular to its longitudinal axis. At the time intervals corresponding to the test displacements, there are derivatives of linear velocities, which, after taking into account the acceleration of gravity, are recalculated into a semi-connected coordinate system (SCCS). The ratio between the values of the acceleration projections on the vertical and transverse axes of the SCCS is used to determine the roll angle. The angles of course, pitch and roll obtained on the basis of the RNP data are used to correct the results of calculations of the same angles using the inertial part (IP) of the navigation system.

EFFECT: increase in the accuracy of setting the initial conditions when restarting the calculation of course, pitch and roll angles in the inertial mode of operation of the navigation system due to correction and, as a result, an increase in the duration of the aircraft’s operation in this mode without reducing the probability of completing the flight task.

12 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области систем ориентации летательных аппаратов (ЛА), преимущественно беспилотных самолетного типа и управляемых снарядов.The invention relates to the field of orientation systems for aircraft (LA), mainly unmanned aircraft type and guided missiles.

Для малогабаритных объектов с невысокой стоимостью требуется компактная дешевая навигационная система работоспособная в ночное время и в условиях плохой видимости, в том числе и в режиме чисто инерциального наведения.For small-sized objects with low cost, a compact, cheap navigation system is required that is operable at night and in conditions of poor visibility, including in the purely inertial guidance mode.

Известен способ определения ориентации подвижного объекта, использующий аппаратуру спутниковой навигации [1] - Патент РФ №2273826, МПК G01С 21/24, G01S 5/02, 2004 г. «Способ определения углов ориентации подвижного объекта и устройство для его осуществления». Этот способ характеризуется тем, что аппаратура спутниковой навигации содержит одно антенное устройство, используются три гироинтегратора, размещенных на осях связанной с объектом системы координат, используется бортовой вычислитель, в котором реализован алгоритм определения ориентации подвижного объекта, основанный на определении элементов матрицы перехода между начальной стартовой (земной нормальной - ЗНСК) и связанной (ССК) с объектом системами координат (определение систем координат в соответствии с [2] – «Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения», ГОСТ 20058-80). Используется следующий порядок действий: аппаратура спутниковой навигации (АСН) и три гироинтегратора одновременно определяют значения проекций вектора скорости: АСН - в стартовой, а гироинтеграторы - в связанной с объектом системах координат соответственно. Определенные значения проекций скорости передаются в вычислитель, который, используя полученную информацию, определяет значения углов ориентации объекта в пространстве по алгоритму определения ориентации подвижного объекта. Этот алгоритм основан на уравнениях связи между ЗНСК и ССК.A known method for determining the orientation of a moving object using satellite navigation equipment [1] - RF Patent No. 2273826, IPC G01C 21/24, G01S 5/02, 2004 "A method for determining the orientation angles of a moving object and a device for its implementation." This method is characterized by the fact that the satellite navigation equipment contains one antenna device, three gyrointegrators are used, placed on the axes of the coordinate system associated with the object, an onboard computer is used, which implements an algorithm for determining the orientation of a moving object, based on determining the elements of the transition matrix between the initial starting ( terrestrial normal - ZNSK) and associated (SSK) with the object coordinate systems (definition of coordinate systems in accordance with [2] - "Dynamics of aircraft in the atmosphere. Terms, definitions and designations", GOST 20058-80). The following procedure is used: satellite navigation equipment (SNA) and three gyrointegrators simultaneously determine the values of the velocity vector projections: ASN - in the starting, and gyrointegrators - in the coordinate systems associated with the object, respectively. Certain values of the velocity projections are transmitted to the computer, which, using the information received, determines the values of the object orientation angles in space according to the algorithm for determining the orientation of a moving object. This algorithm is based on the equations of connection between ZNSK and SSK.

Данный способ обладает следующими недостатками:This method has the following disadvantages:

- из-за наличия ненулей в гироинтеграторах накапливаются ошибки, соответственно, в правых частях предложенной к решению системы уравнений параметры со временем все более отличаются от истинных значений, соответствующих текущему моменту;- due to the presence of non-zeros in the gyrointegrators, errors accumulate, respectively, in the right parts of the system of equations proposed for solution, the parameters over time differ more and more from the true values corresponding to the current moment;

- предложенный алгоритм представляет собой подход к решению обратной задачи кинематики [3, стр. 14, 15, 54-85], по своей сути неоднозначной, поэтому при перерыве в получении координат от аппаратуры спутниковой навигации, восстановление правильного решения задачи не всегда обеспечивается.- the proposed algorithm is an approach to solving the inverse problem of kinematics [3, pp. 14, 15, 54-85], which is inherently ambiguous, therefore, when there is a break in obtaining coordinates from satellite navigation equipment, the restoration of the correct solution of the problem is not always ensured.

Альтернативного способа формирования углов ориентации в указанном техническом решении не приводится.An alternative method of forming orientation angles in the specified technical solution is not given.

Известен также способ [4] - Патент РФ №2258907, МПК G01С 19/44, 2002 г. «Способ и устройство построения невозмущаемой безгироскопной вертикали». Этот способ включает в себя измерения текущих углов отклонения осей связанной системы координат от плоскости местного горизонта (вертикали) - тангажа и крена с помощью физического маятника, выполненного в виде двухосного подвеса. Указанные углы отклонения маятника имеют возмущения, вызванные линейными ускорениями объекта. Формирование оценок вышеупомянутых возмущающих линейных ускорений (их северной и восточной составляющих соответственно) осуществляют по данным спутникового навигационного приемника путем численного дифференцирования соответствующих скоростей или способом наименьших квадратов. Пересчитывают эти составляющие ускорений в проекции на продольную и вертикальную оси связанной системы координат с использованием курса от системы курсоуказания объекта и вводят непрерывно или дискретно коррекцию в возмущенные этими ускорениями измерения физического маятника. Этим достигают построения невозмущенной вертикали (углов тангажа и крена). При этом используют для тангажа и крена расчетные зависимости (обозначения даны в соответствии с [4]):There is also a method [4] - RF Patent No. 2258907, IPC G01C 19/44, 2002 "Method and device for constructing an unperturbed gyroscope-free vertical." This method includes measuring the current angles of deviation of the axes of the associated coordinate system from the plane of the local horizon (vertical) - pitch and roll using a physical pendulum made in the form of a biaxial suspension. The specified angles of deflection of the pendulum have perturbations caused by linear accelerations of the object. The formation of estimates of the above disturbing linear accelerations (their northern and eastern components, respectively) is carried out according to the data of the satellite navigation receiver by numerical differentiation of the corresponding speeds or by the least squares method. These acceleration components are recalculated in the projection onto the longitudinal and vertical axes of the associated coordinate system using the course from the object's heading system and continuous or discrete correction is introduced into the measurements of the physical pendulum perturbed by these accelerations. This achieves the construction of an unperturbed vertical (pitch and roll angles). In this case, the calculated dependences are used for pitch and roll (the designations are given in accordance with [4]):

для тангажаfor pitch

для крена.for roll.

В качестве курсоуказателя (п. 3 формулы изобретения [4]) предлагается использовать трехосный магнитометр (феррозонд).As a heading indicator (clause 3 of the claims [4]), it is proposed to use a triaxial magnetometer (ferrosonde).

Недостатком этого способа является недостаточная точность определения углов ориентации в процессе выполнения маневра по направлению и/или скорости из-за неучета вертикальной составляющей ускорения и тем более в случае прекращения выдачи информации от спутниковой (радионавигационной) подсистемы.The disadvantage of this method is the insufficient accuracy of determining the orientation angles in the process of performing a maneuver in direction and / or speed due to the neglect of the vertical component of acceleration, and even more so in the event of termination of the issuance of information from the satellite (radio navigation) subsystem.

Известно применение для определения углов ориентации бесплатформенных навигационных систем [5, стр. 20-24, рис. 2.1, 2.3] - Антонец Е.В., Кочергин В.И., Федосеева Г.А. «Приборное оборудование воздушных судов и его летная эксплуатация». Учебное пособие, г. Ульяновск, УВАУ ГА, 2014 г.Known application for determining the angles of orientation strapdown navigation systems [5, pp. 20-24, fig. 2.1, 2.3] - Antonets E.V., Kochergin V.I., Fedoseeva G.A. Aircraft instrumentation and its flight operation. Textbook, Ulyanovsk, UVAU GA, 2014

В этом способе для формирования углов ориентации измеряют угловыеIn this method, to form the orientation angles, the angular

скорости в ССК объекта и пересчитывают их по уравнениям Эйлера-Крылова в угловые скорости изменения углов ориентации [5, стр. 10, формула (1.2)], интегрируют их. При этом используют полученные углы тангажа и крена при расчетах угловых скоростей изменения курса, тангажа и крена. Для периодической корректировки каналов тангажа и крена переводят летательный аппарат в горизонтальный полет с постоянной скоростью, измеряют показания акселерометров, установленных на ЛА, и определяют по ним углы тангажа и крена. Разность между углами, определенными с помощью акселерометров, и углами, определенными интегрированием, используют как поправку к сигналам соответствующих углов ориентации, полученных интегрированием, на очередном периоде работы. Недостатком данного способа является то, что поправку по курсу так получить нельзя. Кроме того, для беспилотного ЛА в процессе вывода в режим тестового движения нельзя только по показаниям акселерометров определить, является ли полет горизонтальным без ускорения, или имеют место и наклон, и ускорение.velocities in the SCS of the object and recalculate them according to the Euler-Krylov equations into angular velocities of change in orientation angles [5, p. 10, formula (1.2)], integrate them. In this case, the obtained pitch and roll angles are used in calculating the angular rates of change in course, pitch and roll. To periodically adjust the pitch and roll channels, the aircraft is transferred to level flight at a constant speed, the readings of the accelerometers installed on the aircraft are measured, and the pitch and roll angles are determined from them. The difference between the angles determined using the accelerometers and the angles determined by integration is used as a correction to the signals of the corresponding orientation angles obtained by integration in the next period of operation. The disadvantage of this method is that the exchange rate adjustment cannot be obtained in this way. In addition, for an unmanned aircraft in the process of entering the test movement mode, it is impossible to determine only from the readings of accelerometers whether the flight is horizontal without acceleration, or both tilt and acceleration take place.

Известен также способ определения угловой ориентации объекта [6] - Патент РФ №2276384, МПК G01S 5/00, 2004 г. «Способ определения угловой ориентации объекта». Он основан на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные антенны количеством не менее трех, расположенные на объекте так, чтобы они не лежали на одной прямой. При этом антенны принимают сигналы от спутников, на основе которых определяются координаты спутников и разности фаз несущей частоты сигналов, принимаемых от спутников на разнесенные антенны. В разностях фаз содержится информация об углах между направлениями на спутники и векторами, образованными антеннами. На основе знания разностей фаз с привлечением информации о расположении антенн относительно объекта, о координатах объекта и о координатах спутников решается задача ориентации. При этом антенны принимают сигналы только от двух спутников (а не от трех и более), а информацию о координатах объекта получают от инерциальной навигационной системы или используют информацию о координатах точки старта. Навигационная система, реализующая такой способ, не может быть размещена на малогабаритном объекте (расстояние между антеннами должно превышать длину волны, на которой ведется передача сигналов со спутников), а необходимость обработки сигналов одновременно с нескольких антенн существенно увеличивает стоимость системы.There is also a method for determining the angular orientation of an object [6] - RF Patent No. 2276384, IPC G01S 5/00, 2004 "Method for determining the angular orientation of an object". It is based on the reception of signals from spacecraft of global navigation satellite systems to spaced antennas of at least three, located on the object so that they do not lie on one straight line. In this case, the antennas receive signals from the satellites, on the basis of which the coordinates of the satellites and the phase difference of the carrier frequency of the signals received from the satellites to the spaced antennas are determined. The phase differences contain information about the angles between the directions to the satellites and the vectors formed by the antennas. Based on the knowledge of the phase differences with the involvement of information about the location of the antennas relative to the object, the coordinates of the object and the coordinates of the satellites, the orientation problem is solved. In this case, the antennas receive signals from only two satellites (and not from three or more), and information about the coordinates of the object is received from the inertial navigation system or information about the coordinates of the starting point is used. A navigation system that implements this method cannot be placed on a small object (the distance between the antennas must exceed the wavelength at which signals are transmitted from satellites), and the need to process signals from several antennas simultaneously significantly increases the cost of the system.

Известен способ [13] - Егорушкин А.Ю., Мкртчян В.И. «Коррекция углов ориентации в бесплатформенных инерциальных навигационных системах». Инженерный журнал: наука и инновации, 2017 г., вып. 8. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-8-1664. В этом способе (метод 1) для первоначальной оценки углов ориентации рассматривают движение объекта над эллипсоидом Земли и измеряют в ССК кажущиеся линейные ускорения и угловые скорости. Используя измеренные значения, формируют матрицу направляющих косинусов, связывающую ССК и ЗНСК. Так как значения направляющих косинусов выражаются через тригонометрические функции углов ориентации [7, стр. 126, формула 3.26], имеется возможность путем решения соответствующих тригонометрических уравнений определить углы. При этом требуется исключить неоднозначность решений, т.к. в девяти возможных уравнениях имеется только три неизвестных. Для исключения неоднозначности по углу курса полагается, что угол поворота траектории, формируемый на основании измерений линейных скоростей с помощью спутниковой (радионавигационной) системы, соответствует углу курса. По рассогласованиям в ЗНСК между показаниями линейной скорости от радионавигационной системы и линейными скоростями, полученными интегрированием сигналов акселерометров, для повышения точности счисления углов тангажа и крена находят дрейфы ДУС в проекциях на оси ЗНСК. Пересчитывают их в ССК, используя транспонированную матрицу направляющих косинусов, и используют полученные значения для коррекции текущих показаний ДУС. Процесс требует обязательного измерения линейных ускорений, имеет длительный итерационный характер, проблема полной компенсации дрейфов ДУС не решена.The known method [13] - Egorushkin A.Yu., Mkrtchyan V.I. "Correction of orientation angles in strapdown inertial navigation systems". Engineering Journal: Science and Innovation, 2017, no. 8. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-8-1664. In this method (method 1), for the initial assessment of orientation angles, the movement of an object over the Earth's ellipsoid is considered and apparent linear accelerations and angular velocities are measured in the SCS. Using the measured values, a matrix of direction cosines is formed that links the SSC and ZNSK. Since the values of the direction cosines are expressed in terms of trigonometric functions of the orientation angles [7, p. 126, formula 3.26], it is possible to determine the angles by solving the corresponding trigonometric equations. In this case, it is required to eliminate the ambiguity of solutions, since there are only three unknowns in the nine possible equations. To eliminate ambiguity in the heading angle, it is assumed that the trajectory turn angle formed on the basis of linear velocity measurements using a satellite (radio navigation) system corresponds to the heading angle. According to the mismatches in the ZNSK between the readings of the linear speed from the radio navigation system and the linear velocities obtained by integrating the accelerometer signals, to improve the accuracy of calculating the pitch and roll angles, the drifts of the ARS are found in the projections on the ZNSK axis. They are recalculated in FCS using the transposed matrix of direction cosines, and the obtained values are used to correct the current readings of the CRS. The process requires obligatory measurement of linear accelerations, has a long iterative nature, the problem of full compensation of ARS drifts has not been solved.

По мнению заявителя, в качестве прототипа заявляемых способов определения значений углов ориентации (курса, тангажа, крена) в процессе движения летательного аппарата на базе информации, формируемой радионавигационной частью его интегрированной навигационной системы может рассматриваться способ, описанный в [7, стр. 248, рис. 5.30] - Матвеев В.В., Распопов В.Я. «Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем» - СПб, ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009 г.According to the Applicant, the method described in [7, p. 248, fig. . 5.30] - Matveev V.V., Raspopov V.Ya. "Fundamentals of building strapdown inertial navigation systems" - St. Petersburg, State Scientific Center of the Russian Federation JSC "Concern" Central Research Institute "Elektropribor", 2009

Данный способ характеризуется тем, что радионавигационная (спутниковая) система формирует в ЗНСК координаты объекта, на котором она расположена, и проекции его линейной скорости на оси ЗНСК. Определения углов ориентации объекта данный способ не предусматривает.This method is characterized by the fact that the radio navigation (satellite) system generates in the ZNSK the coordinates of the object on which it is located, and the projection of its linear velocity on the axis of the ZNSK. This method does not provide for determining object orientation angles.

Задача заключается в автоматизации обеспечения устойчивого полета летательного аппарата.The task is to automate the provision of a stable flight of the aircraft.

Эта комплексная задача распадается на несколько подзадач, связанных общим замыслом:This complex task is divided into several subtasks connected by a common idea:

- автоматическое (при необходимости автоматизированное) нахождение оценок углов курса, тангажа, крена, не имеющих неограниченно нарастающей со временем погрешности (по модулю), не превышающей 5-10° (2×СКО), без привлечения в состав бортовой интегрированной навигационной системы дополнительных измерительных устройств (помимо радионавигационной подсистемы, гиродатчиков угловой скорости (ДУС) и вычислителя);- automatic (if necessary, automated) determination of estimates of heading, pitch, roll angles that do not have an error (modulo) increasing indefinitely over time, not exceeding 5-10 ° (2×RMS), without involving additional measuring instruments in the onboard integrated navigation system devices (in addition to the radio navigation subsystem, angular velocity gyro sensors (RS) and a computer);

- автоматическое (при необходимости автоматизированное) определение необходимых поправок ко всем трем углам ориентации, рассчитываемым на основании измерений показаний (в ССК ЛА) гиродатчиков угловых скоростей, и их использование.- automatic (if necessary, automated) determination of the necessary corrections to all three orientation angles, calculated on the basis of measurements of readings (in the aircraft SCS) of the angular velocity gyro sensors, and their use.

Техническими результатами являются:The technical results are:

- возможность формирования соответственно углов курса, тангажа и крена в радионавигационном режиме работы интегрированной навигационной системы с погрешностями (не более 2-3° по модулю), обеспечивающими устойчивый полет ЛА;- the possibility of forming, respectively, the course, pitch and roll angles in the radio navigation mode of operation of the integrated navigation system with errors (no more than 2-3 ° modulo), ensuring a stable flight of the aircraft;

- повышение точности задания начальных условий при перезапуске расчета углов курса, тангажа и крена в инерциальном режиме работы навигационной системы (НС) за счет проведения коррекции и, как следствие, повышение длительности нахождения ЛА в этом режиме (до достижения погрешностей счисления углов ориентации 10° по модулю) без снижения вероятности выполнения полетного задания.- increasing the accuracy of setting the initial conditions when restarting the calculation of heading, pitch and roll angles in the inertial mode of operation of the navigation system (NS) due to the correction and, as a result, increasing the duration of the aircraft in this mode (until the calculation errors of attitude angles reach 10 ° according to module) without reducing the probability of completing the flight task.

Предлагаемые способы определения значений углов ориентации в процессе движения летательного аппарата на базе информации, формируемой радионавигационной частью его навигационной системы, позволяют получить новое качественное отличие, отсутствующее в прототипе - определение не только координат и линейных скоростей, но и углов ориентации с точностью достаточной для проведения корректировки инерциальной компоненты интегрированной навигационной системы. При этом не требуется расширения аппаратурного состава навигационной системы.The proposed methods for determining the values of orientation angles during the movement of the aircraft on the basis of information generated by the radio navigation part of its navigation system make it possible to obtain a new qualitative difference that is absent in the prototype - determining not only the coordinates and linear velocities, but also the orientation angles with an accuracy sufficient to carry out adjustments inertial component of the integrated navigation system. This does not require the expansion of the hardware composition of the navigation system.

Технический результат в виде возможности определения угла курса достигается за счет того, что в способе определения значения угла курса в процессе движения летательного аппарата на базе информации, формируемой радионавигационной частью его навигационной системы, формируют значения высоты и проекций скорости объекта на три оси земной нормальной системы координат (в соответствии с [2] ось O₀Y_g ЗНСК направлена вверх по местной вертикали, поэтому в дальнейшем именуем её вертикальной), в которой счисляется траектория летательного аппарата. Определяют угол поворота траектории исходя из значений продольной и поперечной проекций линейных скоростей. Находят абсолютное значение линейной скорости. По высоте, абсолютной скорости, а также углам отклонения соответствующих управляющих поверхностей, с учетом соответствующих аэродинамических характеристик объекта, формируют угол скольжения. Угол курса объекта вычисляют, прибавляя к полученному значению угла поворота траектории угол скольжения.The technical result in the form of the possibility of determining the course angle is achieved due to the fact that in the method for determining the value of the course angle during the movement of the aircraft, based on the information generated by the radio navigation part of its navigation system, the values of the height and projections of the object's speed on three axes of the earth's normal coordinate system are formed (according to [2] axis O ₀ Y _g ZNSK is directed upward along the local vertical, therefore, in what follows we call it vertical), in which the trajectory of the aircraft is calculated. The angle of rotation of the trajectory is determined based on the values of the longitudinal and transverse projections of the linear velocities. Find the absolute value of the linear speed. According to the height, absolute speed, as well as the deflection angles of the corresponding control surfaces, taking into account the corresponding aerodynamic characteristics of the object, the slip angle is formed. The angle of the course of the object is calculated by adding the angle of slip to the obtained value of the angle of rotation of the trajectory.

Технический результат в виде возможности определения угла тангажа достигается за счет того, что в способе определения значения угла тангажа в процессе движения летательного аппарата на базе информации, формируемой радионавигационной частью его навигационной системы, формируют значения высоты и проекций скорости объекта на вертикальную, продольную и поперечную оси земной нормальной системы координат, в которой счисляется траектория летательного аппарата. Определяют по значениям проекций скорости объекта на продольную и поперечную оси ЗНСК модуль горизонтальной составляющей скорости. Находят значение угла наклона траектории. Определяют абсолютную величину линейной скорости. По высоте, абсолютной величине скорости, а также углам отклонения соответствующих управляющих поверхностей, с учетом соответствующих аэродинамических характеристик объекта, формируют его угол атаки. Получают угол тангажа объекта, прибавляя к полученному значению угла наклона траектории значение угла атаки.The technical result in the form of the possibility of determining the pitch angle is achieved due to the fact that in the method for determining the value of the pitch angle during the movement of the aircraft, based on the information generated by the radio navigation part of its navigation system, the values of the height and projections of the object's speed on the vertical, longitudinal and transverse axes are formed earth's normal coordinate system, in which the trajectory of the aircraft is calculated. The module of the horizontal velocity component is determined from the values of the projections of the object's speed on the longitudinal and transverse axes of the ZNSK. Find the value of the angle of inclination of the trajectory. Determine the absolute value of the linear speed. According to the height, the absolute value of the speed, as well as the angles of deviation of the corresponding control surfaces, taking into account the corresponding aerodynamic characteristics of the object, its angle of attack is formed. The pitch angle of the object is obtained by adding the value of the angle of attack to the obtained value of the angle of inclination of the trajectory.

Технический результат в виде возможности определения угла кренаThe technical result in the form of the possibility of determining the angle of heel

достигается, когда в способе определения значения угла крена в процессе движения летательного аппарата на базе информации, формируемой радионавигационной частью его навигационной системы, формируют значения проекций скорости объекта на вертикальную, продольную и поперечную оси земной нормальной системы координат, в которой счисляется траектория летательного аппарата. Периодически формируют импульсное управляющее воздействие для перемещения ЛА в направлении «вертикальной» или поперечной осей связанной системы координат ЛА (термин «вертикальная» взят в кавычки, т.к. эта ось ССК является истинно вертикальной, лишь когда находится в положении параллельном (антипараллельном) оси O₀Y_g ЗНСК, т.е. когда продольная и поперечная оси ССК ЛА одновременно лежат в горизонтальной плоскости, в [2] она именуется нормальной и определяется как направленная к верхней части ЛА). На интервалах движения ЛА под воздействием управляющего воздействия определяют значения производных от проекций скоростей объекта на оси ЗНСК и сглаживают их. Используя углы курса и тангажа, находят проекции ускорений на «вертикальную» и поперечную оси полусвязанной СК ЛА. А угол крена определяют исходя из того, что проекция ускорения объекта на ось полусвязанной системы координат (ПССК), в направлении одноименной оси, с которой прикладывалось управляющее воздействие, является по отношению к углу крена прилежащим, а другая из указанных проекций ускорения в ПССК объекта - противолежащим катетом прямоугольного треугольника.is achieved when, in the method for determining the value of the roll angle during the movement of the aircraft, on the basis of information generated by the radio navigation part of its navigation system, the values of the projections of the object's velocity on the vertical, longitudinal and transverse axes of the earth's normal coordinate system are formed, in which the trajectory of the aircraft is calculated. Periodically, a pulsed control action is generated to move the aircraft in the direction of the "vertical" or transverse axes of the associated coordinate system of the aircraft (the term "vertical" is in quotation marks, since this SCS axis is truly vertical only when it is in a position parallel (anti-parallel) to the axis O ₀ Y _g ZNSK, i.e. when the longitudinal and transverse axes of the SSC of the aircraft simultaneously lie in the horizontal plane, in [2] it is called normal and is defined as directed towards the upper part of the aircraft). At the intervals of movement of the aircraft under the influence of the control action, the values of the derivatives of the projections of the object's velocities on the axis of the ZNSK are determined and smoothed. Using the course and pitch angles, the projections of accelerations on the "vertical" and transverse axes of the semi-coupled SC aircraft are found. And the roll angle is determined based on the fact that the projection of the acceleration of the object on the axis of the semi-coupled coordinate system (PSCS), in the direction of the axis of the same name, from which the control action was applied, is adjacent to the angle of roll, and the other of the indicated acceleration projections in the PSCS of the object - opposite leg of a right triangle.

Технический результат в виде возможности определения угла крена достигается и тогда, когда (вариант 2) необходимые для пересчета проекций ускорений из ЗНСК в ПССК углы курса и тангажа вычисляют по высоте и проекциям линейной скорости объекта в ЗНСК с учетом положения управляющих поверхностей ЛА.The technical result in the form of the ability to determine the angle of roll is also achieved when (option 2) the heading and pitch angles necessary for recalculating the projections of accelerations from the ZNSK into the PSSK are calculated from the height and projections of the linear velocity of the object in the ZNSK, taking into account the position of the aircraft control surfaces.

В необходимых случаях сигналы до или после обработки, а также на промежуточных этапах вычислений могут сглаживаться. Для заявляемых способов место, занимаемое в цепи операций и алгоритмы, реализуемые при осуществлении сглаживания, не имеют существенного значения. Поэтому в дальнейшем при описании (кроме особых случаев) о такого рода действиях не упоминается.If necessary, signals before or after processing, as well as at intermediate stages of calculations, can be smoothed. For the proposed methods, the place occupied in the chain of operations and the algorithms implemented in the implementation of smoothing are not significant. Therefore, in the future, when describing (except for special cases), such actions are not mentioned.

Заявляемые способы определения значений углов курса и тангажа основываются на том, что устойчивый летательный аппарат в процессе движения стремится занять такое положение, чтобы его продольная ось в имеющих место условиях полета, по возможности, приблизилась к направлению вектора скорости движения ЛА [8, стр. 124-126]. Направление вектора скорости ЛА в ЗНСК, в свою очередь, определяется углом поворота траектории (отворот в горизонтальной плоскости от продольной оси ЗНСК) и углом наклона траектории (отворот от горизонтальной плоскости после поворота системы координат на угол поворота траектории) [9, стр. 97, рис. 2.9]. Таким образом, для определения угла поворота траектории достаточно знать проекции скорости ЛА на продольную и поперечную оси ЗНСК. Так как оси ЗНСК ортогональны, проекции скорости на продольную и поперечную оси ЗНСК можно рассматривать как катеты прямоугольного треугольника. Причем, для угла поворота траектории проекцию скорости ЛА на продольную ось ЗНСК можно рассматривать как прилежащий катет.The claimed methods for determining the values of the heading and pitch angles are based on the fact that a stable aircraft in the process of movement tends to take such a position that its longitudinal axis in the current flight conditions, if possible, approaches the direction of the aircraft speed vector [8, p. 124 -126]. The direction of the aircraft velocity vector in the ZLSK, in turn, is determined by the angle of rotation of the trajectory (the turn in the horizontal plane from the longitudinal axis of the ZLSK) and the angle of inclination of the trajectory (the turn away from the horizontal plane after the rotation of the coordinate system by the angle of rotation of the trajectory) [9, p. 97, rice. 2.9]. Thus, to determine the angle of rotation of the trajectory, it is sufficient to know the projections of the aircraft velocity on the longitudinal and transverse axes of the ZNSK. Since the axes of the ZNSK are orthogonal, the projections of the velocity on the longitudinal and transverse axes of the ZNSK can be considered as the legs of a right triangle. Moreover, for the angle of rotation of the trajectory, the projection of the aircraft speed on the longitudinal axis of the ZNSK can be considered as an adjacent leg.

Также по этим двум проекциям (например, по теореме Пифагора) может быть определена горизонтальная составляющая вектора скорости. В свою очередь, по горизонтальной и вертикальной составляющим вектора скорости в ЗНСК определяют значение угла наклона траектории. Причем, по отношению к углу наклона траектории в качестве противолежащего катета, можно рассматривать проекцию скорости ЛА на вертикальную ось ЗНСК.Also, these two projections (for example, using the Pythagorean theorem) can be used to determine the horizontal component of the velocity vector. In turn, the horizontal and vertical components of the velocity vector in the ZNSK determine the value of the angle of inclination of the trajectory. Moreover, in relation to the angle of inclination of the trajectory as the opposite leg, it is possible to consider the projection of the aircraft speed on the vertical axis of the ZNSK.

В процессе движения ЛА, когда скорость не равна нулю, измерение всех трех проекций скорости ЛА на оси ЗНСК обеспечивает радионавигационная часть интегрированной навигационной системы (радионавигационная система - РНС). Таким образом, исходя из тригонометрических соотношений, углы поворота и наклона траектории движения ЛА могут быть определены по информации, поступающей от радионавигационной части навигационной системы.During the movement of the aircraft, when the speed is not equal to zero, the measurement of all three projections of the aircraft speed on the ZNSK axis is provided by the radio navigation part of the integrated navigation system (radio navigation system - RNS). Thus, based on trigonometric relationships, the angles of rotation and inclination of the trajectory of the aircraft can be determined from the information received from the radio navigation part of the navigation system.

Как уже отмечалось, отклонение продольной оси ЛА от направления вектора скорости мало (обычно в среднем не больше 5° по модулю). Углы курса и тангажа отсчитываются от продольной оси летательного аппарата. С приемлемой для обеспечения устойчивого полета точностью можно принять, что угол курса равен углу поворота траектории [13], а угол тангажа - углу наклона траектории. Более точно их значения можно определить, если учесть, что угол курса равен сумме угла поворота траектории и угла скольжения [9, стр. 439, формула (10.36д)], а угол тангажа равен сумме угла наклона траектории и угла атаки [9, стр. 431, формула(10.6)]. На летательном аппарате углы скольжения и атаки могут определяться различными способами, в том числе и без привлечения навигационных данных, например по показаниям датчиков воздушной скорости [10].As already noted, the deviation of the longitudinal axis of the aircraft from the direction of the velocity vector is small (usually, on average, no more than 5° in absolute value). The heading and pitch angles are measured from the longitudinal axis of the aircraft. With an accuracy acceptable to ensure stable flight, it can be assumed that the heading angle is equal to the trajectory turning angle [13], and the pitch angle is equal to the trajectory inclination angle. Their values can be determined more accurately if we take into account that the heading angle is equal to the sum of the trajectory turn angle and the slip angle [9, p. 431, formula (10.6)]. On an aircraft, slip and attack angles can be determined in various ways, including without using navigation data, for example, according to the readings of airspeed sensors [10].

Радионавигационная система измеряет не только скорости, но и координаты объекта, в частности его высоту (вертикальная ось ЗНСК). Высота определяет плотность воздуха, в котором движется летательный аппарат и изменение температуры относительно точки старта (см., например, [17]- ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры). В [9, стр. 141-144, формула (2.124в), стр. 358, формулы (8.51)-(8.54)] показано, что при известных аэродинамических характеристиках объекта по высоте, скорости и значениях углов отклонения рулевых поверхностей может быть осуществлена оценка значений углов скольжения и атаки. Знаки углов скольжения и атаки определяются в соответствии с траекторией полета [9, стр. 51, рис. 1.20, стр. 42, рис. 1.16]. Таким образом, по информации от радионавигационной системы и вычислителя ЛА (в части положения его органов управления) могут быть определены углы поворота траектории и скольжения, углы наклона траектории и атаки, а, следовательно, углы курса и тангажа.The radio navigation system measures not only the speed, but also the coordinates of the object, in particular its height (the vertical axis of the ZNSK). Altitude determines the density of the air in which the aircraft moves and the change in temperature relative to the starting point (see, for example, [17] - GOST 4401-81. Standard atmosphere. Parameters). In [9, pp. 141-144, formula (2.124c), p. 358, formulas (8.51)-(8.54)] it is shown that with known aerodynamic characteristics of the object in terms of height, speed and values of the deflection angles of control surfaces, estimation of slip and attack angles. The signs of slip and attack angles are determined in accordance with the flight path [9, p. 51, fig. 1.20, p. 42, fig. 1.16]. Thus, according to the information from the radio navigation system and the aircraft computer (in terms of the position of its controls), the angles of rotation of the trajectory and slip, the angles of inclination of the trajectory and attack, and, consequently, the angles of heading and pitch can be determined.

Для определения угла крена движение летательного аппарата подвергается тестовому возмущению за счет имеющихся на ЛА органов управления (аэродинамических рулей, отстреливаемых масс, газоструйных рулей и т.п.). Воздействие направлено перпендикулярно продольной оси (по возможности) и носит кратковременный (импульсный) характер (по истечении заданного времени снимается). На время подачи тестового возмущения управление полетом прерывается. В направлении перпендикулярном как продольной оси, так и направлению воздействия движение ЛА будет минимальным.To determine the angle of roll, the movement of the aircraft is subjected to a test perturbation due to the controls available on the aircraft (aerodynamic rudders, shot masses, gas-jet rudders, etc.). The impact is directed perpendicular to the longitudinal axis (if possible) and has a short-term (impulse) character (it is removed after a specified time). For the duration of the test disturbance, flight control is interrupted. In the direction perpendicular to both the longitudinal axis and the direction of impact, the movement of the aircraft will be minimal.

При малых углах крена предпочтительно задавать возмущение вдоль «вертикальной» оси ССК объекта, чтобы тестовое движение не приближало ЛА к поверхности Земли. В процессе тестового перемещения радионавигационная система продолжает определять скорости перемещения ЛА в проекциях на оси ЗНСК. Значения этих скоростей определяются ускорениями на соответствующем интервале времени. Ускорения определяют следующим образом. Берут проекции скоростей на оси ЗНСК, сформированные радионавигационной системой, и находят их производные. Полученное значение производной, соответствующее вертикальному направлению ЗНСК, корректируют на величину ускорения силы тяжести. Полученные для трех осей ЗНСК скорректированные проекции значений ускорения сглаживают, чтобы убрать шумы, в том числе и вызванные дифференцированием. Так получают оценки для ускорений в ЗНСК, которые имели бы место при отсутствии силы тяжести.At small bank angles, it is preferable to set the perturbation along the "vertical" axis of the SCS of the object so that the test motion does not bring the aircraft closer to the Earth's surface. During the test movement, the radio navigation system continues to determine the aircraft movement speeds in projections on the ZNSK axis. The values of these speeds are determined by the accelerations in the corresponding time interval. Accelerations are determined as follows. They take projections of velocities on the ZNSK axes, formed by the radio navigation system, and find their derivatives. The obtained value of the derivative, corresponding to the vertical direction of the ZNSK, is corrected for the magnitude of the acceleration of gravity. The corrected projections of the acceleration values obtained for the three axes of the ZNSK are smoothed to remove noise, including those caused by differentiation. In this way, estimates are obtained for the accelerations in the ZNSK that would occur in the absence of gravity.

Полученные оценки пересчитывают в полусвязанную СК (ПССК), повернутую относительно ЗНСК последовательно на углы курса и тангажа, используя, например, матрицу перехода (она может быть, в частности, получена из [7, стр. 126, формула (3.26)] приравниванием третьего угла нулю):The resulting estimates are recalculated into a semi-coupled CS (PSCS), rotated relative to the CSCS sequentially at the heading and pitch angles, using, for example, the transition matrix (it can be, in particular, obtained from [7, p. 126, formula (3.26)] by equating the third zero angle):

где Т - символ транспонирования;where T is the transposition symbol;

ψ - угол курса;ψ - heading angle;

ϑ - угол тангажа.ϑ - pitch angle.

Полагая, что полученные поперечные ускорения

в ПССК обусловлены только тестовым воздействием, вызвавшим смещение ЛА, которое было направлено, например, вдоль оси Y ССК, и учитывая, что ПССК отличается от ССК только поворотом на угол крена, можно записать:Assuming that the obtained transverse accelerations

in PSCS are determined only by the test action that caused the aircraft displacement, which was directed, for example, along the Y-axis of the SCS, and given that the PSCS differs from the SCS only in the roll angle, we can write:

где

- ускорение вдоль оси Y ССК, вызванное тестовым воздействием в направлении этой оси;where

- acceleration along the Y-axis of the SSC, caused by a test action in the direction of this axis;

γ_РНС - угол крена, рассчитываемый по информации, получаемой от радионавигационной части навигационной системы.γ _RNS - bank angle calculated from information received from the radio navigation part of the navigation system.

При известном направлении (знаке) тестового воздействия угол γ_РНС может быть однозначно определен в диапазоне от 0 до 360°. При этом самоWith a known direction (sign) of the test action, the angle γ _RNS can be uniquely determined in the range from 0 to 360°. At the same time, the

значение ускорения

знать не нужно [14].acceleration value

no need to know [14].

По аналогии можно утверждать, что угол крена может быть рассчитан и при тестовом воздействии с ускорением

вдоль оси Z ССК, а также в общем случае тестового воздействия в плоскости XY ССК при известной ориентации направления этого воздействия.By analogy, it can be argued that the roll angle can also be calculated under test impact with acceleration

along the Z axis of the SSC, as well as in the general case of a test action in the XY plane of the SSC with a known orientation of the direction of this action.

Таким образом, по информации, сформированной на основании измерений радионавигационной части навигационной системы, определяются все три угла ориентации. При расчете этих углов используют только тригонометрические соотношения, поэтому систематическое нарастание (по модулю) ошибки определения углов ориентации отсутствует.Thus, according to the information generated on the basis of measurements of the radio navigation part of the navigation system, all three orientation angles are determined. When calculating these angles, only trigonometric relations are used, so there is no systematic increase (in absolute value) of the error in determining the orientation angles.

Тем самым подтверждается достижение технического результата - возможности формирования соответственно углов курса, тангажа и крена в радионавигационном режиме работы навигационной системы движущегося летательного аппарата. Как видно из приведенного выше, все необходимые расчеты и измерения могут быть осуществлены автоматически без вмешательства человека.This confirms the achievement of the technical result - the possibility of forming, respectively, the angles of the course, pitch and roll in the radio navigation mode of the navigation system of a moving aircraft. As can be seen from the above, all necessary calculations and measurements can be carried out automatically without human intervention.

Известны интегрированные навигационные системы [11, стр. 643-649] - «ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования». Справочное пособие. Изд. 4-е, перераб. и доп., под ред. Перова А.И. и Харисова В.Н., М., «Радиотехника», 2010 г. В этих навигационных системах имеется радионавигационная часть и инерциально-навигационная часть. Инерциальная часть содержит акселерометры и гироскопы (датчики угловой скорости). Счисление углов ориентации объекта, где установлена навигационная система, осуществляется интегрированием угловых скоростей, полученных путем пересчета значений, измеренных ДУС, в систему координат, в которой определяются углы ориентации. Как уже отмечалось, при таком способе определения углов ориентации ошибки непрерывно увеличиваются из-за наличия в сигналах ДУС неучтенных значений ненулей. Корректировка в процессе движения не выполняется (предусмотрена только компенсация инструментальных ошибок, измеряемых в заводских или предполетных условиях).Known integrated navigation systems [11, pp. 643-649] - “GLONASS. Principles of construction and functioning”. Reference manual. Ed. 4th, revised. and add., ed. Perova A.I. and Kharisova V.N., M., "Radio engineering", 2010. These navigation systems have a radio navigation part and an inertial navigation part. The inertial part contains accelerometers and gyroscopes (angular velocity sensors). The calculation of the orientation angles of the object, where the navigation system is installed, is carried out by integrating the angular velocities obtained by recalculating the values measured by the ARS into the coordinate system in which the orientation angles are determined. As already noted, with this method of determining the orientation angles, the errors continuously increase due to the presence of unaccounted for non-zero values in the ALS signals. Correction during the movement is not performed (only compensation for instrumental errors measured in factory or pre-flight conditions is provided).

Известна также интегрированная навигационная система [12, стр. 122-126, рис. 4.11]-«Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий», под ред. Красилыцикова М.Н. и Себрякова Г.Г., М., ФИЗМАТЛИТ, 2003 г. Эта система содержит радионавигационную (предусилитель и подканалы сопровождения кода и несущей частоты) и инерциальную (датчики угловой скорости и линейных ускорений) составные части. Определение положения, скорости и угловой ориентации осуществляется путем совместной обработки сигналов от обеих частей в расширенном фильтре Калмана. Фильтр Калмана имеет высокий (больше 17-го) порядок (требуется мощный вычислитель). В его основе лежит линеаризованная модель ошибок. Непосредственное определение углов ориентации по результатам обработки измерений только радионавигационной части невозможно. Для получения ошибок ориентации необходимо использовать не только измерения ДУС, но и акселерометров, т.е. аппаратурный состав не минимизирован.An integrated navigation system is also known [12, pp. 122-126, fig. 4.11] - "Control and guidance of unmanned maneuverable aerial vehicles based on modern information technologies", ed. Krasilytsikova M.N. and Sebryakova GG, M., FIZMATLIT, 2003. This system contains radio navigation (preamplifier and code and carrier frequency tracking subchannels) and inertial (angular velocity and linear acceleration sensors) components. Determination of position, speed and angular orientation is carried out by joint processing of signals from both parts in an extended Kalman filter. The Kalman filter has a high (greater than 17th) order (a powerful calculator is required). It is based on a linearized error model. It is impossible to directly determine the orientation angles from the results of processing measurements of only the radio navigation part. To obtain orientation errors, it is necessary to use not only the measurements of the CRS, but also the accelerometers, i.e. hardware composition is not minimized.

Известна интегрированная система ориентации и навигации [15, стр. 15-16, рис. 1.1.1] - Емельянцев Г.И., Степанов А.П. «Интегрированные инерциально-спутниковые системы ориентации и навигации» под общ. ред. Пошехонова В.Г., СПб, ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2016 г. В этой системе возможны три режима работы:Known integrated system of orientation and navigation [15, pp. 15-16, Fig. 1.1.1] - Emelyantsev G.I., Stepanov A.P. "Integrated inertial-satellite systems of orientation and navigation" under the general. ed. Poshekhonova V.G., St. Petersburg, State Scientific Center of the Russian Federation OJSC "Concern" Central Research Institute "Elektropribor", 2016. Three modes of operation are possible in this system:

- чисто радионавигационный (спутниковый), когда вырабатываются только координаты местоположения и проекции линейной скорости;- purely radio navigation (satellite), when only position coordinates and linear velocity projections are generated;

- чисто инерциальный, когда вырабатываются углы ориентации- purely inertial when orientation angles are generated

(прямым замером с помощью позиционных гироскопов или интегрированием угловых скоростей, перепроецированных в СК, в которой счисляются координаты местоположения) и навигационные координаты и линейные скорости путем интегрирования показаний акселерометров с учетом углов ориентации;(by direct measurement using positional gyroscopes or by integrating the angular velocities reprojected into the CS, in which the position coordinates are calculated) and navigational coordinates and linear velocities by integrating accelerometer readings, taking into account orientation angles;

- интегрированный, когда координаты местоположения, линейные скорости и углы ориентации рассчитываются с учетом информационной избыточности.- integrated, when position coordinates, linear speeds and orientation angles are calculated taking into account information redundancy.

В интегрированном режиме работы можно скомпенсировать ненули акселерометров и посредством этого уточнить корректирующие поправки для углов ориентации.In the integrated mode of operation, it is possible to compensate for the non-zeros of the accelerometers and thereby refine the corrective corrections for the orientation angles.

По мнению заявителя наиболее близким к способу коррекции в процессе движения летательного аппарата углов ориентации, формируемых инерциальной частью навигационной системы, на базе информации, формируемой радионавигационной частью его навигационной системы, является описанный в [16, стр. 45, 48-49, рис. 1.12] - Анучин О.Н., Емельянцев Г.И. «Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов» под общ. ред. Пошехонова В.Г., СПб, ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 1999 г. Этот способ характеризуется тем, что на объекте устанавливают не менее трех гиродатчиков угловых скоростей и аппаратуру потребителя спутниковой радионавигационной системы. С помощью радионавигационной части навигационной системы определяют местоположение и проекции линейной скорости на оси СК, в которой счисляется местоположение объекта. Показания ДУС пересчитывают в углы ориентации. В результате интегрированная навигационная система имеет на выходе значения координат, линейных скоростей и углов ориентации объекта. Из-за наличия нескомпенсированных ненулей в процессе движения, погрешность определения углов ориентации накапливается. Если в качестве объекта установки навигационной системы рассматривать летательный аппарат, он со временем (при средней величине ненулей порядка 0,01% - за 15-20 мин) потеряет устойчивость.According to the applicant, the closest to the method of correcting the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of the navigation system, based on the information generated by the radio navigation part of its navigation system, is described in [16, pp. 45, 48-49, fig. 1.12] - Anuchin O.N., Emelyantsev G.I. "Integrated systems of orientation and navigation for marine mobile objects" under the general. ed. Poshekhonova VG, St. Petersburg, State Scientific Center of the Russian Federation Central Research Institute "Elektropribor", 1999 This method is characterized by the fact that at least three gyro sensors of angular rates and equipment of the consumer of the satellite radio navigation system are installed on the object. With the help of the radio navigation part of the navigation system, the location and projections of the linear velocity on the SC axis are determined, in which the location of the object is calculated. The CRS readings are recalculated into orientation angles. As a result, the integrated navigation system outputs coordinates, linear velocities, and object orientation angles. Due to the presence of uncompensated non-zeros in the process of movement, the error in determining the orientation angles accumulates. If we consider an aircraft as an object for installing a navigation system, it will lose stability over time (with an average value of non-zeros of the order of 0.01% - in 15-20 minutes).

Техническим результатом является обеспечение возможности сохранять точность определения углов ориентации не хуже 5-10° (по модулю) независимо от времени нахождения в полете без расширения аппаратурного состава навигационной системы.The technical result is to ensure the ability to maintain the accuracy of determining the orientation angles is not worse than 5-10° (modulo) regardless of the time spent in flight without expanding the hardware composition of the navigation system.

Указанный технический результат достигается в предлагаемом способе коррекции значений углов ориентации за счет того, что:The specified technical result is achieved in the proposed method for correcting the values of orientation angles due to the fact that:

- с помощью инерциальной части навигационной системы определяют угловые скорости объекта в связанной СК;- using the inertial part of the navigation system determine the angular velocity of the object in the associated SC;

- с помощью ее радионавигационной части находят его высоту и проекции линейной скорости на оси ЗНСК, в которой счисляется движение ЛА;- with the help of its radio navigation part, its height and projections of the linear velocity on the ZNSK axis are found, in which the movement of the aircraft is counted;

- рассчитывают, исходя из проекций угловых скоростей объекта на оси ССК, углы его ориентации;- calculate, based on the projections of the angular velocities of the object on the SSC axis, the angles of its orientation;

- определяют углы курса и тангажа на основе знания проекций линейных скоростей на оси ЗНСК, высоты объекта и положения управляющих поверхностей ЛА, а с привлечением информации об ускорениях в процессе выполнения тестового маневра при импульсном воздействии - также и угол крена;- determine the heading and pitch angles based on the knowledge of the projections of linear velocities on the axis of the ZNSK, the height of the object and the position of the aircraft control surfaces, and with the involvement of information about accelerations in the process of performing a test maneuver under impulse action - also the roll angle;

- используют полученные на базе информации от радионавигационной части навигационной системы углы ориентации в качестве опорных значений для расчета корректирующих величин углов ориентации, рассчитываемых на основании угловых скоростей, измеренных в ССК.- using the orientation angles obtained on the basis of information from the radio navigation part of the navigation system as reference values for calculating the corrective values of the orientation angles calculated on the basis of the angular velocities measured in the SSC.

Указанный технический результат достигается и в том случае, когдаThe specified technical result is achieved in the case when

для получения углов ориентации инерциальной частью навигационной системы используют интегрирование перепроецированных угловых скоростей из ССК в ЗНСК, например, по формулам Эйлера-Крылова (см. [7, стр. 128, формула (3.30)]). При этом для коррекции углов ориентации могут быть заменены начальные условия на соответствующие текущим значениям углов ориентации, полученным на основе данных от радионавигационной части.to obtain orientation angles by the inertial part of the navigation system, integration of the reprojected angular velocities from the SSC into the ZNSK is used, for example, according to the Euler-Krylov formulas (see [7, p. 128, formula (3.30)]). In this case, to correct the orientation angles, the initial conditions can be replaced by the corresponding current values of the orientation angles obtained on the basis of data from the radio navigation unit.

Указанный технический результат достигается и тогда, когда по накопившейся на известном интервале времени разности в соответствующих углах ориентации для осуществления коррекции углов ориентации определяют поправки к скоростям изменения углов ориентации как частное от деления разности углов на продолжительность соответствующего интервала.The specified technical result is also achieved when, according to the difference accumulated over a known time interval in the corresponding orientation angles, for correcting the orientation angles, corrections to the rates of change in the orientation angles are determined as a quotient of dividing the angle difference by the duration of the corresponding interval.

На фиг. 1 схематично, в качестве примера для варианта коррекции, когда углы ориентации по данным инерциальной части навигационной системы получают интегрированием скоростей их изменения, приведена соответствующая последовательность проводимых операций. Операции 1-4 отражают вычисление углов ориентации радионавигационной частью навигационной системы. Операции 5-7 показывают как определяются углы ориентации по угловым скоростям, измеренным ДУС. Обратная связь между этапами 7 и 6 показывает, что при преобразованиях угловых скоростей из ССК в ЗНСК учитываются углы тангажа и крена. Связи от этапов 3 и 4 к этапу 7 указывают на введение новых начальных условий для интегрирования при проведении коррекции по соответствующему углу ориентации. Операции расчета углов поворота и наклона траектории на фиг. 1 не отражены в связи с их очевидностью.In FIG. 1 schematically, as an example for a correction option, when the orientation angles according to the inertial part of the navigation system are obtained by integrating their rates of change, the corresponding sequence of operations is shown. Operations 1-4 reflect the calculation of the orientation angles by the radio navigation part of the navigation system. Operations 5-7 show how the orientation angles are determined from the angular velocities measured by the ARS. The feedback between steps 7 and 6 shows that the pitch and roll angles are taken into account when converting the angular velocities from the SCS to the ZNSK. Relationships from stages 3 and 4 to stage 7 indicate the introduction of new initial conditions for integration when performing a correction over the corresponding orientation angle. The operations for calculating the angles of rotation and inclination of the trajectory in Fig. 1 are not shown due to their obviousness.

Работа предлагаемого способа осуществляется следующим порядком.The work of the proposed method is carried out in the following order.

При предполетной подготовке измеряют углы ориентации объекта иDuring pre-flight preparation, the orientation angles of the object are measured and

используют их в качестве начальных условий для расчета углов ориентации по показаниям ДУС. На начальном участке полета на входы обратной связи контуров стабилизации углов ориентации ЛА подаются нулевые или сформированные на основе измерений ДУС сигналы (например, на фиг. 1 полученные в результате операций 5-7). Как только переменная составляющая линейной скорости полета, определяемая по информации от радионавигационной части навигационной системы, станет меньше 15% (по модулю) от ее осредненной абсолютной величины на интервале времени 2-3 с, по определенным ею проекциям линейной скорости (операция 1 на фиг. 1) на оси ЗНСК находятся углы поворота и наклона траектории. В первом приближении они равны соответственно углам курса и тангажа. По достижении безопасной высоты на органы управления ЛА подается импульсный тестовый сигнал для определения угла крена (операция 4 на фиг. 1). По завершении тестового маневра ЛА, в соответствии с полетным заданием, возвращается на заданную траекторию или направление полета (к назначенной точке). Для уточнения расчетов углы курса и тангажа могут быть сформированы соответственно как суммы углов поворота траектории и скольжения и углов наклона траектории и атаки (операция 3 на фиг. 1). При этом в частности, значения углов скольжения и атаки (операция 2 на фиг. 1) могут быть сформированы на основе измеренной радионавигационной частью навигационной системы высоты (операция 1 на фиг. 1) и абсолютного значения скорости, получаемого из известных ее проекций на оси ЗНСК.they are used as initial conditions for calculating the orientation angles from the ARS readings. At the initial stage of the flight, zero or signals generated on the basis of CRS measurements are fed to the feedback inputs of the aircraft orientation angle stabilization loops (for example, in Fig. 1 obtained as a result of operations 5-7). As soon as the variable component of the linear flight speed, determined from the information from the radio navigation part of the navigation system, becomes less than 15% (in absolute value) of its averaged absolute value over a time interval of 2-3 s, according to the projections of the linear velocity determined by it (operation 1 in Fig. 1) on the ZNSK axis are the angles of rotation and inclination of the trajectory. In the first approximation, they are equal to the heading and pitch angles, respectively. Upon reaching a safe altitude, the aircraft controls are supplied with a pulsed test signal to determine the roll angle (operation 4 in Fig. 1). Upon completion of the test maneuver, the aircraft, in accordance with the flight task, returns to the specified trajectory or flight direction (to the designated point). To refine the calculations, the heading and pitch angles can be formed, respectively, as the sum of the trajectory and slip angles and the trajectory and attack angles (operation 3 in Fig. 1). In this case, in particular, the values of the angles of slip and attack (operation 2 in Fig. 1) can be formed on the basis of the height measured by the radio navigation part of the navigation system (operation 1 in Fig. 1) and the absolute value of the speed obtained from its known projections on the ZNSK axis .

Так как известны значения углов ориентации, полученные по результатам измерений как инерциальной, так и радионавигационной частей навигационной системы, их одноименные разности могут (в простейшем случае) быть использованы для коррекции на очередном временном интервале измерений результатов определения углов ориентацииSince the values of the orientation angles obtained from the results of measurements of both the inertial and radio navigation parts of the navigation system are known, their differences of the same name can (in the simplest case) be used to correct the results of determining the orientation angles at the next time interval of measurements

инерциальной частью навигационной системы. Процесс коррекции может периодически повторяться, причем для каждого канала темп может быть индивидуальным.inertial part of the navigation system. The correction process can be periodically repeated, and for each channel the tempo can be individual.

Как уже отмечалось, могут быть определены не только поправки к самим углам ориентации, но и к скоростям их изменения. По известным углам ориентации поправки к скоростям изменения углов ориентации могут быть однозначно пересчитаны в значения ненулей ДУС [7, стр. 127, формула (3.29)], что в ряде случаев удобнее для построения решаемой системы уравнений.As already noted, not only corrections to the orientation angles themselves, but also to the rates of their change can be determined. From the known orientation angles, the corrections to the rates of change in the orientation angles can be unambiguously recalculated into the values of nonzero TLS [7, p. 127, formula (3.29)], which in some cases is more convenient for constructing a system of equations to be solved.

Если углы ориентации в инерциальной части навигационной системы получают путем интегрирования скоростей их изменения, их коррекция может быть осуществлена (фиг. 1) изменением начальных условий в соответствующем интеграторе на момент ее проведения. При этом определенные РНС значения углов курса и тангажа (операция 3), а также угла крена (операция 4) устанавливаются как начальные условия (операция 7) соответственно в интеграторах углов курса, тангажа и крена инерциальной части.If the orientation angles in the inertial part of the navigation system are obtained by integrating their rates of change, their correction can be carried out (Fig. 1) by changing the initial conditions in the corresponding integrator at the time of its implementation. In this case, the values of the course and pitch angles determined by the RNS (operation 3), as well as the roll angle (operation 4) are set as initial conditions (operation 7), respectively, in the integrators of the course, pitch and roll angles of the inertial part.

Возможны и другие комбинации описанных приемов.Other combinations of the methods described are also possible.

Из описанного следует, что коррекция углов ориентации, сформированных по данным инерциальной части навигационной системы движущегося летательного аппарата, может быть автоматически осуществлена на основании информации, получаемой ее радионавигационной частью. То есть решение задачи обеспечивается. Также очевидно, что на момент вычисления корректирующих поправок ошибки расчета углов ориентации инерциальной частью становятся практически равными ошибкам расчета углов ориентации радионавигационной частью. После этого время накопления ошибок инерциальной частью, по крайней мере, не быстрее, чем было бы без коррекции (ошибка определения углаIt follows from the above that the correction of the orientation angles formed according to the data of the inertial part of the navigation system of a moving aircraft can be automatically carried out based on the information received by its radio navigation part. That is, the solution of the problem is provided. It is also obvious that at the time of calculating the corrective corrections, the errors in the calculation of the orientation angles by the inertial part become almost equal to the errors in the calculation of the orientation angles by the radio navigation part. After that, the error accumulation time of the inertial part is at least not faster than it would be without correction (error in determining the angle

ориентации по данным радионавигационной части может не совпадать по знаку с ошибкой определения скорости соответствующего угла ориентации). Следовательно, при постоянной длительности интервала между проведением коррекций в канале к моменту очередной коррекции ошибка расчета углов ориентации инерциальной частью будет (по модулю) не больше суммы модуля ошибки в начале интервала и интеграла модуля соответствующей скоростной ошибки за тот же период времени. Поэтому в среднем модуль ошибки будет меньше. Если же коррекция проводится по достижению порогового рассогласования между соответствующими углами, сформированными инерциальной и радионавигационной частями, то удлиняется межкоррекционный интервал, т.е. продолжительность нахождения навигационной системы в инерциальном режиме.orientation according to the data of the radio navigation part may not coincide in sign with the error in determining the speed of the corresponding orientation angle). Therefore, with a constant duration of the interval between corrections in the channel, by the time of the next correction, the error in calculating the orientation angles by the inertial part will (in absolute value) not exceed the sum of the error modulus at the beginning of the interval and the integral of the modulus of the corresponding speed error for the same period of time. Therefore, on average, the error modulus will be less. If the correction is carried out upon reaching the threshold mismatch between the corresponding angles formed by the inertial and radio navigation parts, then the inter-correction interval is lengthened, i.e. the duration of the navigation system in the inertial mode.

Из описанного также следует, что состав навигационной системы минимален по разнообразию. В нее входят лишь радионавигационная часть и ДУС. Учитывая погрешности измерения радионавигационной частью линейных скоростей (не хуже 0,5 м/с), высоты (5-10 м) для скоростей движения выше 50 м/с, ошибки расчета углов ориентации по ее данным не превысят 2-3° (по модулю). Поэтому после корректировки углов ориентации остается запас времени, в течение которого инерциальная часть может накапливать допустимую ошибку (7-8°).It also follows from the above that the composition of the navigation system is minimal in diversity. It includes only the radio navigation part and the CRS. Taking into account the measurement errors of the radio navigation part of linear speeds (not worse than 0.5 m/s), height (5-10 m) for movement speeds above 50 m/s, the errors in calculating the orientation angles according to its data will not exceed 2-3 ° (modulo ). Therefore, after adjusting the orientation angles, there is a margin of time during which the inertial part can accumulate an allowable error (7-8°).

Поскольку при нормально работающей радионавигационной части (с возможными кратковременными сбоями в несколько секунд) корректировка может быть проведена в удобный момент времени, практически предельные ошибки определения углов ориентации не превысят в течение полета (независимо от его продолжительности) допустимого предела в 5-10° (по модулю). При этом на интервалах перерывов в работе радионавигационной части, инерциальная часть не успеет накопить ошибки, превышающие указанный предел.Since, with a normally operating radio navigation part (with possible short-term failures of a few seconds), the correction can be carried out at a convenient time, in practice the marginal errors in determining the attitude angles will not exceed the allowable limit of 5-10 ° during the flight (regardless of its duration) (according to module). At the same time, at intervals of interruptions in the operation of the radio navigation part, the inertial part will not have time to accumulate errors exceeding the specified limit.

Таким образом, поставленная задача автоматизации обеспечения устойчивого полета летательного аппарата выполнена.Thus, the task of automating the provision of a stable flight of the aircraft has been completed.

Заявленный технический результат достигается.The claimed technical result is achieved.

При этом не требуется расширения аппаратурного состава навигационной системы.This does not require the expansion of the hardware composition of the navigation system.

В качестве дополнительного технического результата достигается повышение автономности работы навигационной системы (она допускает периодическую, при необходимости, возможность работы без поступления информации от внешних источников искусственной природы) и пассивный (полуактивный при приеме информации радионавигационной частью) режим ее работы.As an additional technical result, an increase in the autonomy of the navigation system is achieved (it allows periodic, if necessary, the ability to work without receiving information from external sources of artificial nature) and passive (semi-active when receiving information by the radio navigation part) mode of its operation.

Каждое из представляемых технических решений по совокупности существенных признаков являются новым и технически реализуемым.Each of the presented technical solutions in terms of the essential features is new and technically feasible.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИSOURCES OF INFORMATION

1. Патент РФ №2273826, МПК G01С 21/24, G01S 5/02, 2004 г.1. RF patent No. 2273826, IPC G01С 21/24, G01S 5/02, 2004

2. ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения.2. GOST 20058-80. Aircraft dynamics in the atmosphere. Terms, definitions and designations.

3. «Разработка управляющих программ промышленных роботов». Курс лекций, - Минск, Белорусский государственный университет информатики и радиоэлектроники, 2008 г. - 131 с. https://www.bsuir.bv/rn/12 113415 1 70397.pdf.3. "Development of control programs for industrial robots." Course of lectures, - Minsk, Belarusian State University of Informatics and Radioelectronics, 2008 - 131 p. https://www.bsuir.bv/rn/12 113415 1 70397.pdf.

4. Патент РФ №2258907, МПК G01C 19/44, 2002 г.4. RF patent No. 2258907, IPC G01C 19/44, 2002

5. Антонец Е.В., Кочергин В.И., Федосеева Г.А. «Приборное оборудование воздушных судов и его летная эксплуатация». Учебное пособие, г. Ульяновск, УВАУ ГА, 2014 г. - 62 с. http://venec.ulstu.ru/lib/disk/2015/Antonets 2.pdf 3.5. Antonets E.V., Kochergin V.I., Fedoseeva G.A. Aircraft instrumentation and its flight operation. Textbook, Ulyanovsk, UVAU GA, 2014 - 62 p. http://venec.ulstu.ru/lib/disk/2015/Antonets 2.pdf 3.

6. Патент РФ №2276384, МПК G01S 5/00, 2004 г.6. RF patent No. 2276384, IPC G01S 5/00, 2004

7. Матвеев В.В., Распопов В.Я. «Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем» - СПб, ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009 г. - 280 с.7. Matveev V.V., Raspopov V.Ya. "Fundamentals of building strapdown inertial navigation systems" - St. Petersburg, State Scientific Center of the Russian Federation JSC "Concern" Central Research Institute "Elektropribor", 2009 - 280 p.

8. АЭРОДИНАМИКАСАМОЛЕТА http://aviaclub.ru/uploads/media/Aerodynamics.pdf8. AIRCRAFT AERODYNAMICS http://aviaclub.ru/uploads/media/Aerodynamics.pdf

9. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. «Динамика полета беспилотных летательных аппаратов», 2-е изд., М, «Машиностроение», 1973 г. - 616 с.9. Lebedev A.A., Chernobrovkin L.S. "Dynamics of flight of unmanned aerial vehicles", 2nd ed., M, "Engineering", 1973 - 616 p.

10. Датчики авионики / ТЕМА 10, https://studfile.net/preview/942822/Уфимский_Государственный_Авиационный_Технический Университет, 2014 г.10. Avionics sensors / THEME 10, https://studfile.net/preview/942822/Ufa_State_Aviation_Technical University, 2014

11. «ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования». Справочное пособие. Изд. 4-е, перераб. и доп., под ред. Перова А.И. и Харисова В.Н., М., «Радиотехника», 2010 г. - 800 с.11. GLONASS. Principles of construction and functioning”. Reference manual. Ed. 4th, revised. and add., ed. Perova A.I. and Kharisova V.N., M., "Radio engineering", 2010 - 800 p.

12. «Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий», под ред. Красилыцикова М.Н. и Себрякова Г.Г., М., ФИЗМАТЛИТ, 2003 г. - 280 с.12. "Control and guidance of unmanned maneuverable aerial vehicles based on modern information technologies", ed. Krasilytsikova M.N. and Sebryakova G.G., M., FIZMATLIT, 2003 - 280 p.

13. Егорушкин А.Ю., Мкртчян В.И. «Коррекция углов ориентации в бесплатформенных инерциальных навигационных системах». Инженерный журнал: наука и инновации, 2017 г., вып. 8. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-8-1664.13. Egorushkin A.Yu., Mkrtchyan V.I. "Correction of orientation angles in strapdown inertial navigation systems". Engineering Journal: Science and Innovation, 2017, no. 8. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-8-1664.

14. Функция ATAN2 http://old.exponenta.m/soft/MATLAB/potemkin/book2/chapter6/contens.asp.14. ATAN2 function http://old.exponenta.m/soft/MATLAB/potemkin/book2/chapter6/contens.asp.

15. Емельянцев Г.И., Степанов А.П. «Интегрированные инерциально-спутниковые системы ориентации и навигации» под общ. ред. Пошехонова В.Г., СПб, ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2016 г. - 394 с.15. Emelyantsev G.I., Stepanov A.P. "Integrated inertial-satellite systems of orientation and navigation" under the general. ed. Poshekhonova V.G., St. Petersburg, State Scientific Center of the Russian Federation JSC "Concern" Central Research Institute "Elektropribor", 2016 - 394 p.

16. Анучин О.Н., Емельянцев Г.И. «Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов» под общ. ред. Пошехонова В.Г., СПб, ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 1999 г. - 357 с.16. Anuchin O.N., Emelyantsev G.I. "Integrated systems of orientation and navigation for marine mobile objects" under the general. ed. Poshekhonova V.G., St. Petersburg, State Scientific Center of the Russian Federation Central Research Institute "Electropribor", 1999 - 357 p.

17. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры.17. GOST 4401-81. The atmosphere is standard. Options.

Claims

1. A method for determining the value of the course angle during the movement of an aircraft, which consists in the fact that, based on the information generated by the radio navigation part of its navigation system, the values of the vertical coordinate of the object (altitude) and the projections of the linear velocity of the object onto the vertical, longitudinal and transverse axes of the earth are formed normal coordinate system (ZNSK), in which the trajectory of the aircraft is calculated, characterized in that the angle of rotation of the trajectory is determined based on the fact that the projection of the object's velocity on the longitudinal axis of the ZNSK is an adjacent leg in relation to the angle of rotation of the trajectory, and the projection of the object's velocity on the transverse axis of the ZNSK - the opposite leg of a right triangle, calculate the value of its module from three velocity projections, determine the expected slip angle based on the velocity vector and the height of the object, as well as the deflection angles of the corresponding control surfaces of the aircraft (LA), and form the heading angle project by adding the slip angle to the obtained value of the trajectory rotation angle.

2. A method for determining the value of the pitch angle during the movement of the aircraft, which consists in the fact that on the basis of the information generated by the radio navigation part of its navigation system, the values of the vertical coordinate of the object (altitude) and the projections of the linear velocity of the aircraft on the vertical, longitudinal and transverse axes of the earth are formed normal coordinate system in which the trajectory of the aircraft is calculated, characterized in that the module of the horizontal velocity component is determined from the values of the projections of the object's speed on the longitudinal and transverse axes of the ZNSK, the value of the angle of inclination of the trajectory is found, based on the fact that the projection of the object's velocity on the vertical axis of the ZNSK is the opposite leg with respect to the angle of inclination of the trajectory, and the horizontal component of the object's velocity is the adjacent leg of a right-angled triangle, the value of its module is calculated from three projections of the velocity, the expected angle of attack is determined based on the module of the velocity and height of the object, and also the deviation angles of the corresponding control surfaces of the aircraft, and form the pitch angle of the object by adding the angle of attack to the obtained value of the angle of inclination of the trajectory.

3. A method for determining the value of the roll angle during the movement of the aircraft, which consists in the fact that on the basis of information generated by the radio navigation part of its navigation system, the values of the projections of the linear velocity of the object onto the vertical, longitudinal and transverse axes of the earth's normal coordinate system are formed, in which the trajectory of an aircraft, characterized in that a pulsed control action is periodically formed to move the aircraft in the direction of the vertical or transverse axes of the associated coordinate system of the aircraft, at the intervals of the movement of the aircraft in the process of applying the control action, the values of the derivatives of the projections of the linear velocities of the object on the axis of the ZNSK are determined, smoothed , correct the vertical component for the magnitude of the acceleration of gravity, find the projections of accelerations on the vertical and transverse axes of the semi-coupled coordinate system (PSCS) of the aircraft, using the angles of the course and pitch, while the roll angle is determined based on the fact that the projection The object acceleration projection on the PSCS axis, in the direction of the same axis, from which the control action was applied, is the adjacent leg with respect to the roll angle, and the other of the indicated acceleration projections in the PSCS LA is the opposite leg of a right triangle.

4. A method for determining the value of the roll angle during the movement of the aircraft, which consists in the fact that, based on the information generated by the radio navigation part of its navigation system, the values of the vertical coordinate of the object (altitude) and the projections of the linear velocity of the object onto the vertical, longitudinal and transverse axes of the earth's normal of the coordinate system in which the trajectory of the aircraft is calculated, characterized in that a pulsed control action is periodically formed to move the aircraft in the direction of the vertical or transverse axes of the associated coordinate system of the aircraft, at the intervals of the movement of the aircraft in the process of applying the control action, the values of the derivatives of the projections of the object's velocities on axes of the ZNSK, smooth them, correct the vertical component for the magnitude of the acceleration of gravity, calculate the heading and pitch angles from the height and projections of the linear velocity of the object, as well as the deflection angles of the corresponding control surfaces of the aircraft, using are the heading and pitch angles, find the projections of accelerations on the vertical and transverse axes of the semi-coupled aircraft coordinate system, the roll angle is determined based on the fact that the projection of the acceleration of the object on the axis of the PSCS, in the direction of the axis of the same name, from which the control action was applied, is relative to the angle roll by the adjacent leg, and the other of the indicated projections of acceleration in the PSCS LA - by the opposite leg of a right-angled triangle.

5. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, using the orientation angles according to paragraphs. 1 - 4, characterized by the fact that with the help of the inertial part of the navigation system, the angular velocities in the associated coordinate system (CCS) of the aircraft are measured, the orientation angles are formed on their basis, with the help of the radio navigation part of the navigation system, the height of the object and the projections of its linear velocity on three axes ZNSK, characterized in that the height and linear speeds of the aircraft, determined on the basis of information generated by the radio navigation part of its navigation system, as well as the angles of deviation of the corresponding control surfaces of the aircraft, determine the angles of its orientation, periodically compare the values of the orientation angles obtained on the base information generated by the radio navigation part of its navigation system, with the values of the orientation angles generated by the inertial part of its navigation system, and the resulting differences are used to form corrective actions on the orientation angles generated by the inertial part of the navigation system at the next time interval. systems.

6. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, using the orientation angles according to paragraphs. 1 - 4, characterized by the fact that with the help of the inertial part of the navigation system, angular velocities are measured in the SSC of the aircraft, orientation angles are formed on their basis, with the help of the radio navigation part of the navigation system, the height of the object and the projection of its linear velocity on the three axes of the SSC are determined, which differs by the fact that the angular velocities measured in the SCS are recalculated in the rate of change of attitude angles using the heading and pitch angles, for example, according to the Euler-Krylov method, while the rates of change of attitude angles are integrated, alternative values of the attitude angles of the aircraft are determined from the angles of deviation of the corresponding control surfaces of the aircraft, as well as the height and linear speeds of the aircraft, calculated on the basis of information generated by the radio navigation part of its navigation system, and use these alternative values of the aircraft orientation angles to change the initial integration conditions for the next time interval, during which the corrective corrections are stored.

7. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, according to claim 5, characterized in that the obtained differences of the corresponding orientation angles are used at the next time interval to add them to the orientation angles formed by the inertial part of the navigation system. system for the specified time interval.

8. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, according to claim 5, characterized in that the orientation angles formed by the inertial part of the navigation system are obtained using the pitch and roll angles to recalculate the angular velocities measured in SSK LA using the inertial part of the navigation system, in the rate of change of attitude angles, which are then integrated.

9. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, according to claim 5, characterized in that the orientation angles formed by the inertial part of the navigation system are obtained using the pitch and roll angles to recalculate the angular velocities measured in The FCS of the aircraft with the help of the inertial part of the navigation system, in the rate of change of attitude angles, which are then integrated, while the differences in attitude angles are divided by the time interval that has passed since the previous correction, and at the next time interval, the corresponding values are added to the rates of change of attitude angles, and as the initial conditions at the next time interval, the orientation angles formed on the database from the radio navigation part of the navigation system are used at the time of calculating the correction parameters.

10. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, according to claim 5 or 6, characterized in that to determine the value of the course angle based on the information generated by the radio navigation part of the navigation system of the aircraft, the angle is determined rotation of the trajectory, based on the fact that the projection of the linear velocity of the aircraft on the longitudinal axis of the ZNSK is the adjacent leg with respect to the angle of rotation of the trajectory, and the projection of the linear velocity of the object on the transverse axis of the ZNSK is the opposite leg of a right triangle, the value of its module is calculated from three projections of the linear velocity , determine the expected slip angle based on the velocity vector and the height of the object, as well as the deflection angles of the corresponding control surfaces of the aircraft, and form the object heading angle by adding the slip angle to the obtained value of the trajectory rotation angle.

11. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, according to claim 5 or 6, characterized in that in order to determine the value of the pitch angle based on the information generated by the radio navigation part of the navigation system of the aircraft, it is determined by values of the projections of the linear velocity of the object on the longitudinal and transverse axes of the ZNSK, the modulus of the horizontal component of the linear velocity, find the value of the angle of inclination of the trajectory, based on the fact that the projection of the linear velocity of the object on the vertical axis of the ZNSK is the opposite leg with respect to the angle of inclination of the trajectory, and the horizontal component of the linear speed of the object - the adjacent leg of a right triangle, calculate the value of its module from three projections of the linear speed, determine the expected angle of attack based on the module of the speed and height of the object, as well as the deflection angles of the corresponding control surfaces of the aircraft and form the pitch angle of the object is calculated by adding the angle of attack to the obtained value of the angle of inclination of the trajectory.

12. A method for correcting the values of the orientation angles during the movement of the aircraft, formed by the inertial part of its navigation system, according to claim 5 or 6, characterized in that in order to determine the value of the roll angle based on the information generated by the radio navigation part of the navigation system of the aircraft, periodically form pulse control action for moving the aircraft in the direction of the vertical or transverse axes of the associated coordinate system of the aircraft, at the intervals of the movement of the aircraft in the process of applying the control action, the values of the derivatives of the projections of the object's speeds on the axis of the ZNSK are determined, they are smoothed, the heading and pitch angles are calculated along the height and projections of the linear speed of the object, as well as the angles of deviation of the corresponding control surfaces of the aircraft, using the angles of heading and pitch, find the projections of accelerations on the vertical and transverse axes of the semi-coupled SC aircraft, the angle of roll is determined based on the fact that the projection of the acceleration of the object on the axis of the PSCS, in the direction along the axis of the same name, from which the control action was applied, is the adjacent leg in relation to the roll angle, and the other of the indicated projections of acceleration in the object's PSCS is the opposite leg of a right-angled triangle.