RU2773981C1

RU2773981C1 - Flight and navigation system of a transport aircraft

Info

Publication number: RU2773981C1
Application number: RU2022100237A
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Мелехов; Оксана Валентиновна Скуднева; Игорь Кириллович Скуднев; Валентин Васильевич Корнейчук; Владислав Кириллович Скуднев; Сергей Михайлович Чащухин; Екатерина Владимировна Сазанова; Татьяна Витальевна Тюрикова
Filing date: 2022-01-11
Publication date: 2022-06-14

Abstract

FIELD: flight and navigation systems.

SUBSTANCE: flight and navigation system of a transport aircraft contains two automatic navigators, each of which includes an onboard digital computer and an inertial system, and the flight and navigation system contains an air signal system, a radio altimeter, a channel switching unit, a route program block, a takeoff and landing block, digital to analog converter, command execution unit, a radio communication system with a receiver-transmitter for communication with a control panel at the starting point of the route and a control panel at the final point of the route, a trajectory correction block on the route, a landing trajectory correction block, a satellite navigation system receiver, a radio rangefinder system receiver, connected in a certain way .

EFFECT: increased safety of unmanned automatic controlled landing of an aircraft.

1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к пилотажно-навигационному оборудованию транспортных самолетов, вертолетов и беспилотных летательных аппаратов.The invention relates to the field of instrumentation, and in particular to flight and navigation equipment for transport aircraft, helicopters and unmanned aerial vehicles.

Известна пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата [1], содержащая цифровую аппаратуру текущих пилотажно-навигационных параметров для определения авиагоризонта, измерения воздушной скорости, барометрической высоты, относительной высоты от радиовысотомера (АТП), аппаратуру измерения курса на основе гироскопического датчика и бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) для вычисления координат курсо-воздушного счисления, осуществления пилотирования и навигации, блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), систему управления летательным аппаратом (ЛА), блок приема-передачи команд (ППК), пульт управления на начальном (НПМ) и пульт управления на конечном (КПМ) пункте маршрута, блок сброса груза (БСГ), узел сброса груза (УСГ), гироскоп направления ГН, съемный блок выставки начального стояночного курса (БВК), блок задатчика курса/задатчика магнитного склонения (ЗК/ЗМС), блок коррекции курса (БКК), блок пилотажно-навигационных данных (БПД), при том, что конструкция блока БВК механически жестко подключается с помощью реперных штырей БВК к реперным отверстиям летательного аппарата ЛА, при этом выход БПК подключен ко входу БИК, выход БИК подключен к системе управления летательного аппарата ЛА, выход БЦВМ подключен к первому входу БПК и к входу ППК, первый выход ППК подключен к первому входу БЦВМ, второй выход ППК подключен ко второму входу БПК, третий выход ППК подключен к третьему входу БПК и к входу БСГ, выход БСГ подключен к входу УСГ, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью, выход БВК подключен ко входу блока ЗК/ЗМС, выход которого подключен к первому входу ГН, выход БКК подключен ко второму входу ГН, выход ГН подключен ко второму входу БЦВМ, выход БПД подключен к третьему входу БЦВМ, выход АТП подключен к четвертому входу БЦВМ.Known flight and navigation system of a transport aircraft [1], containing digital equipment for current flight and navigation parameters for determining the artificial horizon, measuring airspeed, barometric altitude, relative height from a radio altimeter (ATP), heading measurement equipment based on a gyroscopic sensor and an onboard digital computer machine (BCVM) for calculating the coordinates of the course-and-air reckoning, piloting and navigation, channel switching unit (BPK), command execution unit (BIC), aircraft control system (LA), command receiving and transmitting unit (PPK), control panel at the initial (NPM) and control panel at the final (KPM) point of the route, a load drop unit (BCG), a load drop unit (CG), a GN direction gyroscope, a removable block for setting the initial parking course (BVK), a heading setter / magnetic setter declination (ZK/ZMS), heading correction unit (BKK), flight and navigation data unit (BPD), when that the design of the BVK block is mechanically rigidly connected with the help of the BVK reference pins to the reference holes of the aircraft aircraft, while the BPC output is connected to the NIC input, the NIC output is connected to the aircraft control system of the aircraft, the onboard computer output is connected to the first BPC input and to the input PPK, the first output of the PPK is connected to the first input of the onboard computer, the second output of the PPK is connected to the second input of the BPK, the third output of the PPK is connected to the third input of the BPK and to the BSG input, the BSG output is connected to the USG input, the PPK unit and the NPM control panel, the PPK unit and KPM control panel are interconnected by two-way radio communication, the BVK output is connected to the input of the ZK/ZMS unit, the output of which is connected to the first input of the GN, the output of the BKK is connected to the second input of the GN, the output of the GN is connected to the second input of the onboard computer, the output of the BPD is connected to the third input of the onboard computer , the ATP output is connected to the fourth input of the onboard computer.

Недостатком такой пилотажно-навигационной системы является необходимость ручного управления летательным аппаратом (ЛА) при посадке, с помощью наземного пульта управления.The disadvantage of such a flight and navigation system is the need for manual control of the aircraft (LA) during landing, using the ground control panel.

Наиболее близкая по технической сущности пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата [2] , содержит первый и второй автонавигаторы (АН), систему воздушных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), блок переключения каналов (БПК), блок программы маршрута (БПМ), блок взлёта-посадки (БВП), цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приёмником-передатчиком (ППК) для связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), блок коррекции траектории на маршруте (БКТ), блок коррекции траектории посадки (БКП), приемник спутниковой навигационной системы (СНС), приемник радиодальномерной системы (РДС), работающий от трех и более наземных радиодальномерных систем, причем первый АН состоит из первой бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-1), первой инерциальной системы (ИС-1) и первого канала БВП, а второй АН состоит из второй бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-2), второй инерциальной системы (ИС-2) и второго канала БВП, при этом выход БПК подключен к входу ЦАП, выход которого подключен к входу БИК, выходы СВС, РВ, БПМ и ППК подключены к входам БЦВМ-1 и БЦВМ-2, выход ИС-1 подключен к БЦВМ-1 и к первому входу БВП, выход ИС-2 подключен к входу БЦВМ-2 и к второму входу БВП, выход которого соединен с входами ППК, БЦВМ-1 и БЦВМ-2, выход СНС соединен с входом А БКТ, выход РДС соединен с входом Б БКТ, первый выход БЦВМ-1 соединен с входом В БКТ и первым входом БПК, первый выход БЦВМ-2 соединен с входом Г БКТ, выход которого соединен с входом БЦВМ-1 и входом БЦВМ-2, второй выход БЦВМ-2 соединен с вторым входом БПК, БЦВМ-1 и БЦВМ-2 соединены между собой и с ППК двухсторонней связью, первый вход БКП соединен с вторым выходом БЦВМ-1, второй вход БКП соединен с третьим выходом БЦВМ-2, выход БКТ соединен с третьим входом БКП, выход которого подключен к отдельному входу БЦВМ-1 и отдельному входу БЦВМ-2, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью. Эта система является прототипом заявленной.The closest in technical essence flight and navigation system of a transport aircraft [2], contains the first and second autonavigators (AN), an air signal system (AIS), a radio altimeter (RV), a channel switching unit (BPC), a route program unit (BPM) , a take-off and landing unit (BVP), a digital-to-analog converter (DAC), a command execution unit (BIC), a radio communication system with a receiver-transmitter (PPK) for communication with the control panel at the starting point of the route (NPM) and the control panel at the final waypoint (KPM), en-route trajectory correction unit (BKT), landing trajectory correction unit (LKP), satellite navigation system (SNS) receiver, radio ranging system (RDS) receiver operating from three or more ground-based radio ranging systems, with the first AN consists of the first onboard digital computer (BTsVM-1), the first inertial system (IS-1) and the first BVP channel, and the second AN consists of the second onboard digital computer ny (BTsVM-2), the second inertial system (IS-2) and the second channel of the BVP, while the output of the BPC is connected to the input of the DAC, the output of which is connected to the input of the NIC, the outputs of the SVS, RV, BPM and PPK are connected to the inputs of the onboard computer-1 and BTsVM-2, the output of IS-1 is connected to the BTsVM-1 and to the first input of the BVP, the output of IS-2 is connected to the input of the BTsVM-2 and to the second input of the BVP, the output of which is connected to the inputs of the PPK, BTsVM-1 and BTsVM-2 , the output of the SNS is connected to the input A of the BKT, the output of the RDS is connected to the input B of the BKT, the first output of the BTsVM-1 is connected to the input of the BKT and the first input of the BPK, the first output of the BTsVM-2 is connected to the input G of the BKT, the output of which is connected to the input of the BTsVM- 1 and the onboard computer-2 input, the second output of the onboard computer-2 is connected to the second input of the onboard computer, the onboard computer-1 and onboard computer-2 are connected to each other and to the control panel by two-way communication, the first input of the onboard computer is connected to the second output of the onboard computer-1, the second input of the onboard computer is connected to the third output of the onboard computer-2, the output of the BKT is connected to the third input of the on-board computer, the output of which is connected to a separate input of the on-board computer-1 and a separate input of the on-board computer-2, the PPK unit and the NPM control panel, the PPK unit and the KPM control panel are interconnected by two-way radio communication. This system is the prototype of the declared one.

Недостаток такой пилотажно-навигационной системы заключается в невозможности выполнить управляемую беспилотную безопасную посадку транспортного летательного аппарата по глиссаде на взлётно-посадочную полосу (ВПП) конечного пункта маршрута (КПМ), при отсутствии наземного глиссадного маяка.The disadvantage of such a flight and navigation system is the impossibility of performing a controlled unmanned safe landing of a transport aircraft along the glide path on the runway (runway) of the final route point (KPM), in the absence of a ground glide path beacon.

Задачей предлагаемого решения является обеспечение беспилотной автоматической управляемой посадки транспортного летательного аппарата по расчётной глиссадной траектории на ВПП КПМ с применением дополнительного устройства программирования траектории глиссады на основе блока математического программирования глиссады (БПГ).The objective of the proposed solution is to provide an unmanned automatic controlled landing of a transport aircraft along the calculated glide slope trajectory on the CPM runway using an additional glide path trajectory programming device based on the glide path mathematical programming unit (GPG).

Технический результат совпадает с задачей решения. Данный технический результат достигается в пилотажно-навигационной системе транспортного летательного аппарата, содержащей автоматические навигаторы (АН) с инерциальными системами (ИС) для определения углов крена, тангажа, курса, инерциальных скоростей и координат местоположения, систему воздушных сигналов (СВС) для измерения воздушной скорости и барометрической высоты, аппаратуру для измерения относительной высоты посредством радиовысотомера (РВ), аппаратуру для определения путевой скорости и координат посредством инерциальных и радиосистем, блок переключения каналов (БПК), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приёмником-передатчиком (ППК) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), причем выход БПК подключен к входу БИК через цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок программы маршрута (БПМ), блок взлёта-посадки (БВП), выполнены первый и второй автоматические навигаторы (АН), причем первый АН выполнен в составе первой бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-1), первой инерциальной системы (ИС-1), второй АН выполнен в составе второй бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ-2), второй инерциальной системы (ИС-2), причем выход ИС-1 подключен к входу БЦВМ-1 и к первому входу БВП, а выход ИС-2 подключен к входу БЦВМ-2 и ко второму входу БВП, выходы СВС, РВ подключены к входам БЦВМ-1 и БЦВМ-2, по одному из выходов БПМ и ППК подключены к входам БЦВМ-1, другие выходы БПМ, ППК подключены к входам БЦВМ-2, выход БВП подключен к входам БЦВМ-1, БЦВМ-2, ППК, выход БЦВМ-1 подключен к первому входу БПК, выход БЦВМ-2 подключен ко второму входу БПК, выход БПК подключен к входу цифро-аналогового преобразователя ЦАП, выход ЦАП подключен к входу БИК, один из выходов каждой БЦВМ-1 и БЦВМ-2 подключен к входу другой или БЦВМ-1, или БЦВМ-2. БЦВМ-1 и БЦВМ-2 соединены с ППК двухсторонней связью; выполнен канал коррекции траектории на маршруте ЛА, состоящей из блока коррекции траектории (БКТ), приёмника спутниковой навигационной системы (СНС) и приёмника радиодальномерной системы (РДС), причём вход «А» БКТ подключен к выходу приёмника СНС, вход «Б» БКТ подключен к выходу приёмника РДС, вход «В» БКТ подключен к выходу БЦВМ-1, вход «Г» БКТ подключен к одному выходу БЦВМ-2, выход БКТ подключен к одному из входов БЦВМ-1 и БЦВМ-2, выполнен канал коррекции траектории посадки ,состоящий из блока коррекции траектории посадки (БКП), работающего с БЦВМ-1, БЦВМ-2, БКТ, при этом первый вход БКП подключен к отдельному выходу БЦВМ-1, второй вход БКП соединён с другим выходом БЦВМ-2, третий вход БКП подключен ко второму выходу БКТ, выход БКП подключен к отдельному входу БЦВМ-1 и отдельному входу БЦВМ-2, блок ППК и пульт управления НПМ, блок ППК и пульт управления КПМ соединены между собой двухсторонней радиосвязью, введённый дополнительно блок математического программирования глиссады (БПГ) соединён двухсторонней связью с БКП.The technical result coincides with the task of the solution. This technical result is achieved in the flight and navigation system of a transport aircraft, containing automatic navigators (AN) with inertial systems (IS) to determine roll angles, pitch, heading, inertial speeds and position coordinates, an air signal system (ASS) to measure airspeed and barometric altitude, equipment for measuring relative height using a radio altimeter (RV), equipment for determining ground speed and coordinates using inertial and radio systems, a channel switching unit (BPK), a command execution unit (CIC), a radio communication system with a receiver-transmitter (PPK) communication with the control panel at the starting point of the route (NPM) and the control panel at the final point of the route (KPM), and the BPC output is connected to the NIC input through a digital-to-analog converter (DAC), a route program unit (BPM), a take-off and landing unit ( BVP), the first and second automatic navigators (AN) are made, and the first AN is made as part of the first on-board digital computer (BTsVM-1), the first inertial system (IS-1), the second AN is made as part of the second on-board digital computer (BTsVM-2), the second inertial system (IS-2), and the output IS-1 is connected to the onboard computer-1 input and to the first BVP input, and the IS-2 output is connected to the onboard computer-2 input and to the second BVP input, the SVS, RV outputs are connected to the onboard computer-1 and onboard computer-2 inputs, one of BPM and PPC outputs are connected to onboard computer-1 inputs, other BPM and PPC outputs are connected to onboard computer-2 inputs, BVP output is connected to onboard computer-1, on-board computer-2, PPC inputs, on-board computer-1 output is connected to the first on-board computer input, on-board computer output -2 is connected to the second input of the BPC, the output of the BPC is connected to the input of the digital-to-analogue converter DAC, the output of the DAC is connected to the input of the NIC, one of the outputs of each onboard computer-1 and onboard computer-2 is connected to the input of another or onboard computer-1, or onboard computer-2 . BTsVM-1 and BTsVM-2 are connected to the control panel by two-way communication; a trajectory correction channel was made on the aircraft route, consisting of a trajectory correction unit (BCT), a satellite navigation system (SNS) receiver and a radio ranging system (RDS) receiver, moreover, the input "A" of the RCS is connected to the output of the SNS receiver, the input "B" of the RCS is connected to the output of the RDS receiver, the input "B" of the BTsVM is connected to the output of the BTsVM-1, the input "G" of the BTsVM is connected to one output of the BTsVM-2, the output of the BTs is connected to one of the inputs of the BTsVM-1 and BTsVM-2, the landing trajectory correction channel is made consisting of a landing trajectory correction unit (LKP) operating with BTsVM-1, BTsVM-2, BKT, while the first input of the BTsVM is connected to a separate output of the BTsVM-1, the second input of the BTsVM is connected to another output of the BTsVM-2, the third input of the BTsVM connected to the second output of the BKT, the output of the BKP is connected to a separate input of the BTsVM-1 and a separate input of the BTsVM-2, the PPK unit and the NPM control panel, the PPK unit and the KPM control panel are interconnected by two-way radio communication, an additional block of mathematical programming of the glide path (GPG) ) is connected by two-way communication with the BKP.

На фиг.1 представлена структурная блок-схема цифровой пилотажно-навигационной системы транспортного летательного аппарата.Figure 1 presents a structural block diagram of a digital flight and navigation system of a transport aircraft.

Пилотажно-навигационная система (ПНС) транспортного летательного аппарата (фиг.1) содержит систему воздушных сигналов 1 (СВС) [3], блок исполнения команд 2 (БИК) , блок переключения каналов 3 (БПК) , приемник-передатчик 4 (ППК) системы радиосвязи с пультом управления на начальном пункте маршрута 5 (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута 6 (КПМ), блок программы маршрута 7 (БПМ) , приёмник спутниковой навигационной системы 8 (СНС) , первую бортовую цифровую вычислительную машину 9 (БЦВМ-1) , радиовысотомер 10 (РВ) , первую инерциальную систему 11 (ИС-1) [5,6], цифро-аналоговый преобразователь 12 (ЦАП), вторую бортовую цифровую вычислительную машину 13 (БЦВМ-2), вторую инерциальную систему 14 (ИС-2), блок взлёта-посадки 15 (БВП), канал коррекции траектории на маршруте ЛА, состоящий из блока коррекции траектории маршрута 16 (БКТ) и приёмника радиодальномерной системы 17 (РДС); канал коррекции траектории посадки ЛА, состоящий из блока коррекции траектории посадки 18 (БКП) и блока математического программирования глиссады 19 (БПГ) . Выход 11 ИС-1 подключен к одному из входов 9 БЦВМ-1 и первому входу 15 БВП , выход 14 ИС-2 подключен к одному из входов 13 БЦВМ-2 и второму входу 15 БВП. Выходы 1 СВС и 10 РВ подключены к входам 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2 , по одному из выходов 7 БПМ , 4 ППК подключено к входам 9 БЦВМ-1, а другие выходы 7 БПМ , 4 ППК подключены к входам 13 БЦВМ-2, выход 15 БВП подключен к отдельным входам 9 БЦВМ-1 , 13 БЦВМ-2 и 4 ППК . Выход 9 БЦВМ-1 подключен к одному из входов 3 БПК. Выход 13 БЦВМ-2. подключен ко второму входу 3 БПК. Выход 3 БПК подключен к входу 12 ЦАП, выход 12 ЦАП подключен к входу 2 БИК. Один из выходов каждой из 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2 подключен к входу другой или 9 БЦВМ-1, или 13 БЦВМ-2. Вход «А» 16 БКТ подключен к выходу приёмника 8 СНС, вход «Б» 16 БКТ подключен к выходу приёмника 17 РДС, вход «В» 16 БКТ подключен к выходу 9 БЦВМ-1, вход «Г» 16 БКТ подключён к выходу 13 БЦВМ-2, выход 16 БКТ подключён к одному из входов 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2. Первый вход 18 БКП подключен к отдельному выходу 9 БЦВМ-1, второй вход 18 БКП подключен к отдельному выходу 13 БЦВМ-2, третий вход 18 БКП подключен ко второму выходу 16 БКТ, выход 18 БКП подключен к отдельному входу 9 БЦВМ-1 и отдельному входу 13 БЦВМ-2 , блок 18 БКП имеет отдельно двухстороннюю связь с 19 БПГ; 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2 соединены с 4 ППК двухсторонней связью. 4 ППК взаимодействует с помощью двухсторонней радиосвязи с наземными пультами 5 НПМ, 6 КПМ. The flight and navigation system (PNS) of a transport aircraft (figure 1) contains an air signal system 1 (SHS) [3], a command execution unit 2 (NIC), a channel switching unit 3 (BOD), a receiver-transmitter 4 (PPK) radio communication systems with a control panel at the starting point of route 5 (NPM) and a control panel at the final point of route 6 (KPM), a route program block 7 (BPM), a satellite navigation system receiver 8 (SNS), the first on-board digital computer 9 (BTsVM -1), radio altimeter 10 (RV), first inertial system 11 (IS-1) [5,6], digital-to-analog converter 12 (DAC), second onboard digital computer 13 (BTsVM-2), second inertial system 14 (IS-2), take-off and landing unit 15 (BVP), trajectory correction channel on the aircraft route, consisting of a route trajectory correction unit 16 (BKT) and a radio ranging system receiver 17 (RDS); aircraft landing trajectory correction channel, consisting of a landing trajectory correction unit 18 (BKP) and a glide slope mathematical programming unit 19 (BPG). Output 11 IS-1 is connected to one of the inputs 9 BTsVM-1 and the first input 15 BVP output 14 IS-2 is connected to one of the inputs 13 BTsVM-2 and the second input 15 BVP. Outputs 1 SVS and 10 RV are connected to inputs 9 of BTsVM-1 and 13 of BTsVM-2, one of the outputs of 7 BPM, 4 PPK is connected to inputs 9 of BTsVM-1, and the other outputs of 7 BPM, 4 PPK are connected to inputs 13 of BTsVM- 2, output 15 BVP is connected to separate inputs 9 BTsVM-1, 13 BTsVM-2 and 4 PPK. Output 9 BTsVM-1 is connected to one of the inputs 3 BOD. Exit 13 BTsVM-2. connected to the second input 3 BOD. Output 3 of the BOD is connected to input 12 of the DAC, output 12 of the DAC is connected to input 2 of the NIR. One of the outputs of each of 9 onboard computer-1 and 13 onboard computer-2 is connected to the input of the other or 9 onboard computer-1, or 13 onboard computer-2. Input "A" 16 BKT is connected to the output of the receiver 8 SNS, input "B" 16 BKT is connected to the output of the receiver 17 RDS, input "C" 16 BKT is connected to the output 9 of the BTsVM-1, input "G" 16 BKT is connected to the output 13 BTsVM-2, output 16 BKT is connected to one of the inputs 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2. The first input 18 BKP is connected to a separate output 9 BTSVM-1, the second input 18 BKP is connected to a separate output 13 BTSVM-2, the third input 18 BKP is connected to the second output 16 BKT, the output 18 BKP is connected to a separate input 9 BTSVM-1 and a separate input 13 BTsVM-2 block 18 BKP has a separate two-way communication with 19 BPG; 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2 are connected to 4 PPKs by two-way communication. 4 APC interacts via two-way radio communication with ground control panels 5 NPM, 6 KPM.

На фиг. 2 приведена карта полёта транспортного БПЛА с выдерживанием заданного курса, на фиг. 3 показана зона посадки на конечном пункте маршрута (КПМ), с условными обозначениями:In FIG. 2 shows a map of the flight of a transport UAV with maintaining a given course, in Fig. 3 shows the landing zone at the final route point (KPM), with symbols:

– стояночный курс,

– текущий курс,

– заданный курс,

– курс взлётно-посадочной полосы (ВПП), N, S, E, W – стороны света (север, юг, восток, запад), по – продольная ось ЛА, D – дальность, h – высота,

- parking course

- current exchange rate

- set course

- runway heading (runway), N, S, E, W - cardinal points (north, south, east, west), along - the longitudinal axis of the aircraft, D - range, h - height,

КТП – контрольная точка посадки, КТГ – контрольная тока глиссады,KTP - landing control point, KTG - glide slope control current,

А1 – координаты ЛА в автономном полёте, ТЗП-траектория захода на посадку.А1 – aircraft coordinates in autonomous flight, landing approach trajectory.

Курсо-воздушная или инерциальная навигация

Course-Air or Inertial Navigation

С1 – координаты ЛА, фактические, после коррекции от СНС или от 3-х РДС с помощью блока коррекции траектории – БКТ (погрешность автономного полёта –

).C1 - aircraft coordinates, actual, after correction from the SNS or from 3 RDS using the trajectory correction unit - BKT (autonomous flight error -

).

Вычисление

, далее полёт в автономном режиме по

.calculation

, then flight in autonomous mode by

.

На борту ЛА – приёмник СНС, приёмник РДС – работающий от 3-х и более наземных радиодальномерных систем.On board the aircraft - SNS receiver, RDS receiver - operating from 3 or more ground-based radio ranging systems.

Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата работает следующим образом. При полете по маршруту с выдерживанием заданного курса

запрограммированные в БПМ 7 в цифровом виде координаты начального (НПМ), конечного (КПМ) и промежуточных пунктов маршрута, координаты трех или более наземных радиодальномерных станций РДС₁ (

), РДС₂ (

), РДС₃ (

),курс ВПП посадки на КПМ и запасных аэродромов, заданных значений курсов, скоростей, высот полета, углов крена, тангажа в полёте передаются в 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2. Посредством аппаратуры, входящей в состав пилотажно-навигационной системы, измеряются следующие текущие параметры транспортного летательного аппарата: углы крена, тангажа, курса, инерциальных скоростей, определяемых инерциальными системами 11 ИС-1 и 14 ИС-2, воздушная скорость и барометрическая высота от системы воздушных сигналов 1 СВС, высота полета от радиовысотомера 10 РВ. Данные параметры движения транспортного летательного аппарата передаются в 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2, где происходит сравнение этих сигналов с заданными в 7 БПМ параметрами траектории движения транспортного летательного аппарата и их корректировка, при этом географические координаты местоположения РДС передаются транзитом в 16 БКТ.The flight and navigation system of the transport aircraft operates as follows. When flying along a route with maintaining a given course

digitally programmed in BPM 7 coordinates of the initial (NPM), final (KPM) and intermediate points of the route, the coordinates of three or more ground radio ranging stations RDS ₁ (

), RDS ₂ (

), RDS ₃ (

), the heading of the landing runway at the KPM and alternate aerodromes, the given values of courses, speeds, flight altitudes, roll angles, and pitch in flight are transmitted to 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2. The following current parameters of the transport aircraft are measured by means of the equipment that is part of the flight and navigation system: roll, pitch, heading, inertial velocities determined by inertial systems 11 IS-1 and 14 IS-2, airspeed and barometric altitude from the air signals 1 SVS, flight altitude from the radio altimeter 10 RV. These parameters of the movement of the transport aircraft are transmitted to 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2, where these signals are compared with the parameters of the trajectory of the transport aircraft specified in 7 BPM and corrected, while the geographical coordinates of the RDS location are transmitted in transit to 16 BKT.

На основании полученных данных 9 БЦВМ-11 и 13 БЦВМ-2 производят расчёт координат местоположения – А1 в режиме автономного курсо-воздушного [1 ,3] и инерциального [2 ,4, 5, 6] счисления (для целей дублирования и сравнения), с приоритетом к инерциальным данным –

, и производит корректировку заданного курса –

.On the basis of the received data, 9 BTsVM-11 and 13 BTsVM-2 calculate the location coordinates - A1 in the mode of autonomous heading-air [1,3] and inertial [2,4, 5, 6] reckoning (for the purposes of duplication and comparison), with priority to inertial data -

, and adjusts the given course -

.

На основании этого 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2 вырабатывают в цифровом виде директивные сигналы отклонения транспортного летательного аппарата от рассчитанного заданного курса, которые преобразуются в детекторные сигналы управления транспортным летательным аппаратом и поступают с выхода 9 БЦВМ-1 на один из входов 3 БПК , а также на вход «В» 16 БКТ и с выхода 13 БЦВМ-2 на другой вход 3 БПК , а также на вход «Г» 16 БКТ.Based on this, 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2 digitally generate directive signals for the deviation of the transport aircraft from the calculated predetermined course, which are converted into detector signals for controlling the transport aircraft and come from the output 9 of the BTsVM-1 to one of the inputs 3 of the BOD , as well as to the input "B" 16 BKT and from the output 13 BTsVM-2 to another input 3 BOD, as well as to the input "G" 16 BKT.

Далее поступающий на один из входов 3 БПК детекторный сигнал поступает в цифро-аналоговый преобразователь 12 ЦАП , с выхода которого аналоговый сигнал подается в блок исполнения команд 2 БИК, который приводит в действие рулевые тяги, закрылки и т.д. до тех пор, пока не будет обнулен детекторный сигнал. Обнуление детекторного сигнала означает, что транспортный летательный аппарат вышел на рассчитанный заданный курс полета по расчётным данным автономного счисления. Выбор одного из двух АН, по детекторному сигналу которого должна осуществляться работа 2 БИК, определяется указанием 4 ППК от пульта управления 5 НПМ на начальном пункте маршрута или пульта управления 6 КПМ на конечном пункте маршрута. Работа канала коррекции траектории ЛА в пилотажно-навигационной системе осуществляется следующим образом: координаты от приёмника спутниковой навигационной системы 8 СНС –

(С1) и сигналы дальности от приёмника радиодальномерной системы 17 РДС –

(для целей дублирования и сравнения координат) поступают на вход «А» 16 БКТ от приёмника 8 СНС и на вход «Б» 16 БКТ от приёмника 17 РДС.Next, the detector signal arriving at one of the BOD inputs 3 enters the digital-to-analog converter 12 DAC, from the output of which the analog signal is fed to the BIC command execution unit 2, which actuates the steering rods, flaps, etc. until the detector signal is zeroed. Zeroing of the detector signal means that the transport aircraft has entered the calculated predetermined flight course according to the calculated data of autonomous reckoning. The choice of one of the two AN, according to the detector signal of which 2 BIC should work, is determined by the indication of 4 PPC from the control panel 5 NPM at the starting point of the route or the control panel 6 KPM at the final point of the route. The operation of the aircraft trajectory correction channel in the flight navigation system is carried out as follows: coordinates from the receiver of the satellite navigation system 8 SNS -

(C1) and range signals from the receiver of the radio ranging system 17 RDS -

(for the purpose of duplication and comparison of coordinates) are fed to the input "A" 16 BKT from the receiver 8 SNS and to the input "B" 16 BKT from the receiver 17 RDS.

На основании этого в 16 БКТ происходит сравнение координат определённых (фактических) от приёмника 8 СНС (С1) и автономного вычисленных курсо-воздушным и инерциальным счислением с определением погрешностей автономного счисления –

и их списания в 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2, при этом определяется заданный курс

и дальность – D₂ до КПМ. Одновременно в 16 БКТ производится перерасчёт дальностей –

, полученных от приёмника 17 РДС, в координаты ЛА и их сравнение с автономно вычисленными курсо-воздушным и инерциальным счислением с определением погрешностей автономного счисления по данным 17 РДС –

, после чего происходит их списание в 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2, при этом определяется заданный курс –

и дальность – D´₂ до КПМ. Приоритет использования расчётов параметров ЛА от приёмников 8 СНС или 17 РДС отдаётся более помехоустойчивой и работоспособной системе в конкретном полёте. Одновременно происходит сравнение показаний с выдачей сигнала превышения допуска.Based on this, in 16 BKT, the coordinates determined (actual) from the receiver 8 SNS (C1) and autonomous calculated by course-air and inertial reckoning are compared with the determination of errors in autonomous reckoning -

and write-offs in 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2, while determining the specified course

and range - D ₂ to KPM. At the same time, ranges are recalculated in 16 BKT -

received from the 17th RDS receiver into the aircraft coordinates and their comparison with the autonomously calculated heading-air and inertial reckoning with the determination of the errors of the autonomous reckoning according to the 17th RDS data -

, after which they are written off to 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2, while the specified course is determined -

and range - D´ ₂ to KPM. The priority of using calculations of aircraft parameters from receivers 8 SNS or 17 RDS is given to a more noise-resistant and efficient system in a particular flight. At the same time, the readings are compared with the issuance of a signal of exceeding the tolerance.

Таким образом. в 9 БЦВМ-1, 13 БЦВМ-2 производится решение математических задач по автономной курсо-воздушной и инерциальной навигации, а в канале коррекции траектории на маршруте в составе 16 БКТ решаются задачи вычисления сигналов коррекции параметров от приемников 8 СНС и 17 РДС с расчетом заданного курса на КПМ и их передача в 9 БЦВМ-1, 13 БЦВМ-2 для проведения коррекции текущих параметров навигации БПЛА. Конечным результатом работы навигации пилотажно-навигационной системы в режиме коррекции траектории на маршруте является обеспечения точного выхода ЛА в зону конечного пункта маршрута (КПМ) для захода на посадку от контрольной точки посадки (КТП). In this way. in 9 BTsVM-1, 13 BTsVM-2, mathematical problems are solved for autonomous course-air and inertial navigation, and in the trajectory correction channel on the route, as part of 16 BKT, the tasks of calculating parameter correction signals from receivers 8 SNS and 17 RDS are solved with the calculation of a given heading to the KPM and their transfer to 9 BTsVM-1, 13 BTsVM-2 to correct the current UAV navigation parameters. The end result of the operation of the flight navigation system navigation in the trajectory correction mode on the route is to ensure the accurate exit of the aircraft to the area of the final route point (KPM) for landing from the landing control point (LLP).

На фиг.4 приведена проекция траектории захода на посадку (ТЗП) ЛА по горизонтальному (курсовому) каналу, а на фиг.5 проекция траектории посадки ЛА по вертикальному (высота от ВПП) каналу.Figure 4 shows the projection of the trajectory of the landing approach (TAP) LA on the horizontal (heading) channel, and figure 5 is the projection of the trajectory of the landing LA on the vertical (height from the runway) channel.

Работа канала коррекции траектории посадки от контрольной точки посадки КТП заключается в следующем. В блок 18 БКП от 9 БЦВМ-1, 13 БЦВМ-2 поступают вычисленные значения координат и высоты местоположения ЛА, сигналы коррекции от 16 БКТ для выхода ЛА на осевую линию ВПП, координаты и курс ВПП КПМ, текущие и вычисленные значения параметров, в том числе углов текущего и заданного курса, углов авиагоризонта, скорости и др. 18 БКП производит расчет траектории посадки по горизонтальному и по вертикальному каналам, вырабатывает корректирующие сигналы отклонения, от курса и глиссады, которые поступают в 9 БЦВМ-1, 13 БЦВМ-2 и по которым происходит управление ЛА на траектории посадки.The operation of the landing trajectory correction channel from the landing control point of the CFT is as follows. In block 18 BKP from 9 BTsVM-1, 13 BTsVM-2 receives the calculated values of the coordinates and altitude of the location of the aircraft, correction signals from 16 BKT for the exit of the aircraft to the runway center line, the coordinates and heading of the runway KPM, the current and calculated values of parameters, including number of angles of the current and preset course, attitude angles, speed, etc. on which the aircraft is controlled on the landing trajectory.

9 БЦВМ-1, и 13 БЦВМ-2 осуществляют межмашинный обмен информацией, в том числе для осреднения вычислений, контроля работоспособности каждого АН и канала коррекции траектории маршрута на основе 16 БКТ от приёмников 8 СНС и 17 РДС , канала коррекции траектории посадки на основе 18 БКП, с помощью их средств встроенного контроля на предмет отключения отказавшего. При превышении допустимых расхождений в вычисленных управляющих сигналах первого и второго АН и при расхождении значений параметров, вычисленных от 8 СН и 17 РДС , 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2 передают в 4 ППК соответствующий сигнал, который транслируется далее на пульт управления 5 НПМ на начальном пункте маршрута и на пульт управления 6 КПМ на конечном пункте маршрута. На основании этого наземные службы принимают решение, каким образом осуществлять полет транспортного летательного аппарата.9 BTsVM-1, and 13 BTsVM-2 carry out machine-to-machine exchange of information, including for averaging calculations, monitoring the performance of each AH and the route trajectory correction channel based on 16 BKT from receivers 8 SNS and 17 RDS, landing trajectory correction channel based on 18 BKP, with the help of their built-in control for shutting down the failed one. When the allowable discrepancies in the calculated control signals of the first and second AN are exceeded and when the parameter values calculated from 8 SN and 17 RDS, 9 BTsVM-1 and 13 BTsVM-2 diverge, the corresponding signal is transmitted to 4 PPK, which is then transmitted to the control panel 5 NPM at the starting point of the route and on the control panel 6 KPM at the final point of the route. Based on this, the ground services decide how to carry out the flight of the transport aircraft.

Блок 15 БВП принимает текущие значения углов крена, тангажа, курса и составляющих скорости непосредственно от 11 ИС-1 и 14 ИС-2 , разница сравниваемых величин параметров не должна превышать допустимых порогов, запрограммированных в блоке 15 БВП ; в случае их превышения 15 БВП выдает сигнал превышения допустимого рассогласования в 9 БЦВМ-1 и 13 БЦВМ-2 для учета и в 4 ППК для принятия решения наземными службами.Block 15 BVP receives the current values of the angles of roll, pitch, heading and speed components directly from 11 IS-1 and 14 IS-2 , the difference between the compared values of the parameters should not exceed the allowable thresholds programmed in block 15 BVP ; if they are exceeded, 15 BVP issues a signal of exceeding the permissible mismatch in 9 onboard computer-1 and 13 on-board computer-2 for accounting and in 4 control panels for decision-making by ground services.

В связи с условиями эксплуатации транспортных БПЛА и возможным отсутствием наземного глиссадного маяка в зоне посадки ЛА, в состав ПНС БПЛА дополнительно вводится блок математического программирования глиссады 19 БПГ, взаимодействующий двухсторонней связью с 18 БКП, с техническими параметрами программируемой глиссады, обеспечивающими точную безопасную посадку ЛА по осевой линии ВПП от контрольной точки глиссады КТГ до ВПП. На данном участке посадки корректирующие сигналы угловых и линейных отклонений и их производных отрабатываются блоком 18 БКП, обеспечивая полёт ЛА по запрограммированной в 19 БПГ глиссаде. При этом, учитывая высокую динамическую точность инерциальных систем, на данном участке детекторное управление полётом по глиссаде целесообразно выполнять при отключении радиокоррекции параметров управляющих сигналов.Due to the operating conditions of transport UAVs and the possible absence of a ground glide path beacon in the aircraft landing zone, the UAV PNS is additionally equipped with a block of mathematical programming of the glide path 19 BPG, which interacts with 18 BKP by two-way communication, with the technical parameters of the programmable glide path, ensuring accurate safe landing of the aircraft along runway center line from the CTG glide path control point to the runway. In this landing section, corrective signals of angular and linear deviations and their derivatives are processed by block 18 of the BKP, ensuring the flight of the aircraft along the glide path programmed in the 19th BPG. At the same time, taking into account the high dynamic accuracy of inertial systems, it is expedient to carry out the detector control of the flight along the glide path in this section with the radio correction of the parameters of the control signals turned off.

Источники информации Sources of information

1. Патент РФ №2707091 C1 на изобретение «Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата»; МПК G01C 23/00, (2006.1), 2019 г.1. Patent of the Russian Federation No. 2707091 C1 for the invention "Flight and navigation system of a transport aircraft"; IPC G01C 23/00, (2006.1), 2019

2. Патент РФ №2749214 C1 на изобретение «Пилотажно-навигационная система транспортного летательного аппарата»; МПК G01C 23/00, (2006.1), 2021 г.2. Patent of the Russian Federation No. 2749214 C1 for the invention "Flight and navigation system of a transport aircraft"; IPC G01C 23/00, (2006.1), 2021

3. Селезнёв В П. «Навигационные устройства»; М. Машиностроение, 1974.3. Seleznev V P. "Navigation devices"; M. Engineering, 1974.

4. Скуднева О. В. «Оптимальный алгоритм автоматической посадки транспортных летательных аппаратов с применением радиодальномерных систем»; Изд. Электронный научный журнал «Дневник науки» № 8, 2020. 4. Skudneva O. V. “Optimal algorithm for automatic landing of transport aircraft using radio ranging systems”; Ed. Electronic scientific journal "Science Diary" No. 8, 2020.

5. Бромберг П.В. «Теория инерциальных систем навигации»; Изд. Наука. ГРФМЛ, Москва, 1979.5. Bromberg P.V. "Theory of inertial navigation systems"; Ed. The science. GRFML, Moscow, 1979.

6. Ишлинский А.Ю. «Ориентация, гироскопы и инерциальная навигация»; Изд. М., Наука, 1976.6. Ishlinsky A.Yu. "Orientation, gyroscopes and inertial navigation"; Ed. M., Nauka, 1976.

Claims

The flight and navigation system of a transport aircraft, containing the first and second automatic navigators (AN), an air signal system (ASS), a radio altimeter (RV), a channel switching unit (BPC), a route program unit (BPM), a take-off and landing unit (BVP) ), a digital-to-analog converter (DAC), a command execution unit (BIC), a radio communication system with a receiver-transmitter (PPK) for communication with the control panel at the starting point of the route (NPM) and the control panel at the final point of the route (KPM), the block en-route trajectory correction (BKT), landing trajectory correction unit (LKP), satellite navigation system (SNS) receiver, radio ranging system (RDS) receiver operating from three or more ground-based radio ranging systems, the first AH consisting of the first onboard digital computer (BTsVM-1), the first inertial system (IS-1) and the first channel of the take-off and landing unit (BVP), and the second AN consists of the second onboard digital computer (BTsVM -2), the second inertial system (IS-2) and the second channel of the BVP take-off and landing unit, while the BPC output is connected to the DAC input, the output of which is connected to the BIC input, the SVS, RV, BPM and PPK outputs are connected to the onboard computer- 1, onboard computer-2, the output of IS-1 is connected to the onboard computer-1 and to the first input of the BVP, the output of the IS-2 is connected to the onboard computer-2 and to the second input of the BVP, the output of which is connected to the inputs of the control panel, onboard computer-1 and onboard computer-2 , the SNS output is connected to the BKT input A, the RDS output is connected to the BKT input B, the first output of the BTsVM-1 is connected to the BKT input and the first BPK input, the first BTsVM-2 output is connected to the BKT input G, the output of which is connected to the BTsVM- 1 and the onboard computer-2 input, the second output of the onboard computer-2 is connected to the second input of the onboard computer, onboard computer-1 and onboard computer-2 are connected to each other and to the control panel by two-way communication, the first input of the onboard computer is connected to the second output of the onboard computer-1, the second input of the onboard computer is connected to third output of BTsVM-2, BKT output is connected to the third input of BTsVM, the output of which is connected to a separate input of BTsVM-1 and a separate input of BTsVM-2, PPK unit and control panel N The PM, the PPK unit and the KPM control panel are interconnected by two-way radio communication, characterized in that it additionally includes a glide path programming unit (GPG) connected to the BKP landing trajectory correction unit by two-way communication.