Современные средства обороны и нападения «крутятся» вокруг точного определения координат – своих и противоборствующей стороны. Миллиарды долларов тратятся экономически развитыми странами на создание глобальных навигационных систем. В результате этого тренда в США появилась GPS, в России – ГЛОНАСС, в Европе – «Галилео». Но в последнее время политики, военные и ученые удивительно единодушно делают вывод о том, что своя глобальная навигационная система – это еще не панацея в достижении военного превосходства в современной войне.

Признаем честно: спутниковая система необходима, она в режиме реального времени дает высочайшую точность определения координат для самолетов, ракет, кораблей и наземной бронетехники. Но современными средствами радиоэлектронной борьбы противник может спутниковый сигнал исказить, «зашумить», отключить, в конце концов, уничтожить сам спутник.

Российская система ГЛОНАСС также, как и американская GPS, имеет два режима передачи навигационного сигнала – открытый и закрытый. Однако, если уровень помехового сигнала свыше 20 дБ, то можно заглушить любой навигационный сигнал – сейчас или в ближайшем будущем, ведь развитие техники и технологий не стоит на месте.

В батальонах и полках РЭБ есть штатная станция подавления сигнала GPS. И случаи пропажи спутников в мировой космической практике тоже известны. Поэтому у российских военных есть догма: на любом объекте должна быть автономная инерциальная навигационная система (ИНС). В силу принципа своего действия ИНС является помехозащищенным, не подверженным действиям средств из арсенала РЭБ источником навигационной информации, и в настоящее время одна из ее разновидностей – бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС) – находит наиболее широкое применение.

БИНС устанавливаются везде: на самолетах, на наземной бронетехнике, на ракетах. Для каждого вида подвижного объекта предназначен свой тип БИНС. В военной технике наличие автономных ИНС является обязательным, а их совершенствование – одна из главных задач промышленности.

На передовых рубежах научно-технического прогресса

Развитие современной науки позволило передовым странам создать качественно новые ИНС. Раньше инерциальные навигационные системы были платформенного типа на базе электромеханических гироскопов и акселерометров в кардановом подвесе. В бссплатформенных инерциальных навигационных системах нет подвижных деталей. Сам гироскоп, можно сказать трансформировался в электровакуумный прибор.

В настоящее время гироскопы есть лазерные, волоконно-оптические, волновые твердотельные, микро-механические. Какой из них самый совершенный – это вопрос удовлетворения требований потребителя к точности формирования навигационной информации. Чем ниже точность и проще технология, тем ИНС дешевле. Лазерный гироскоп самый точный, но при этом достаточно сложный и дорогой. Есть и другие типы гироскопов, которые еще не достигли технологического совершенства и не используются индустриально, например, СВЧ, ядерный магнитно-резонансный, гироскоп на холодных атомах и другие.

В точных и высокоточных БИНС наиболее распространенные, отработанные и массовые сейчас – лазерные. Современный БИНС на лазерных гироскопах и кварцевых акселерометрах является одним из наиболее сложных и высокотехнологичных изделий авиакосмической промышленности.

Сегодня эти системы являются незаменимым автономным средством навигации и востребованы широким классом потребителей, так как обладают рядом преимуществ тактического характера: автономностью, невозможностью воздействия на них помех, непрерывностью и глобальностью функционирования в любое время года и суток на воздушных, морских и наземных объектах. БИНС выдают информацию для решения задач навигации, управления полетом, прицеливания, подготовки и наведения ракет, а также для обеспечения работоспособности радиолокационных, оптикоэлектронных, инфракрасных и других бортовых систем. На магистральных самолетах коммерческой авиации автономные инерциальные системы являются основным средством навигации и определения пространственного положения.

Обладание всей номенклатурой возможностей для разработки и производства высокоточных БИНС выдвигает страну на передовые рубежи технического прогресса и непосредственно влияет на обеспечение безопасности государства. В мире не так много стран, освоивших сложное производство этих систем. Их можно перечесть по пальцам одной руки – Китай, Россия, США и Франция.

Разработкой БИНС авиационного применения в России занимаются пять организаций, в том числе и Московский институт электромеханики и автоматики (МИЭА), входящий в КРЭТ. Причем БИНС только этого института принят в серийное производство. Системы навигации на лазерных гироскопах и кварцевых акселерометрах, разработанные в МИЭА входят в состав комплексов бортового оборудования современных и перспективных самолетов гражданского и военного назначения.

Как это работает

Кольцевые лазерные гироскопы и кварцевые акселерометры сегодня – самые точные и наиболее распространенные в мире. Их разработка и производство одна из компетенций КРЭТ.

Инерциальная навигационная система (БИНС)

Принцип действия лазерного гироскопа заключается в том, что внутри замкнутого по периметру пространства, образованного системой зеркал и корпусом, изготовленным из специального стекла, возбуждаются два лазерных луча, которые по каналам идут навстречу друг другу. Когда гироскоп находится в состоянии покоя, два луча «бегут» навстречу друг другу с одинаковой частотой, а когда начинает совершать угловое движение, то каждый из лучей изменяет свою частоту в зависимости от направления и скорости этого движения.

Через одно из зеркал выводится часть энергии лучей и формируется интерференционная картина. Наблюдая за этой картиной, с помощью фотоприемника считывают информацию об угловом движении гироскопа, определяют направление вращения по направлению движения интерференционной картины и величину угловой скорости по скорости ее движения. Фотоприемник преобразует оптический сигнал в электрический, очень маломощный, а дальше начинаются процессы его усиления, фильтрации и отделения помех.

Сам гироскоп одноосный, он измеряет угловую скорость, действующую вдоль его оси чувствительности, которая перпендикулярна плоскости распространения лазерных лучей. Поэтому система состоит из трех гироскопов. Для получения информации не только об угловом, но и о линейном движении объекта в системе используются три измерителя ускорения – акселерометра. Это очень точные приборы, в которых на упругом подвесе в виде маятника подвешивается пробная масса. Современные акселерометры осуществляют измерения с точностью до одной стотысячной доли ускорения свободного падения.

Точность на молекулярном уровне

Сейчас промышленность выпускает столько БИНС, сколько ей заказывают Минобороны, Министерство транспорта и другие ведомства. Однако в ближайшем будущем спрос на автономные инерциальные системы начнет существенно расти. Чтобы разобраться в современных возможностях их производства, надо в первую очередь понимать, что речь идет о высокотехнологичных изделиях, в которых сходится много технологий – это и оптика, и электроника, и вакуумная обработка, и прецизионное полирование.

Например, шероховатость поверхности зеркала при финишной полировке должна быть на уровне 0,1 нанометра, то есть это уже почти молекулярный уровень. В гироскопах зеркала двух типов: плоские и сферические. Зеркало имеет диаметр 5 мм. Зеркальное покрытие наносится методом ионного напыления на специальный стекло-кристаллический материал ситалл. Толщина каждого из слоев имеет порядок 100 нанометров.

Лазерный луч распространяется в гелий-неоновой газовой среде низкого давления. Характеристики этой среды должны быть неизменными на протяжении всего срока эксплуатации гироскопа. Изменение состава газовой среды за счет попадания в нее даже ничтожного количества внутренних и наружных примесей приводит сначала к изменению характеристик гироскопа, а затем и его отказу.

Есть свои трудности и в электронике. Приходится работать с маломощным частотно-модулированным сигналом, для которого надо обеспечить требуемое усиление, фильтрацию, подавление помех и преобразование в цифру, а кроме того выполнить требования по помехозащищенности во всех условиях эксплуатации. В БИНС разработки КРЭТ все эти задачи решены.

Сам прибор должен выдерживать интервалы рабочих температур от минус 60 до плюс 55 градусов по шкале Цельсия. Технология изготовления прибора гарантирует его надежную работу во всем диапазоне температур в процессе полного жизненного цикла авиационного изделия, который составляет десятки лет.

Одним словом, в процессе производства приходится преодолевать множество трудностей. Сегодня все технологии, применяемые при изготовлении БИНС, освоены на предприятиях КРЭТ.

Трудности роста

Два предприятия Концерна выпускают лазерные гироскопы – Раменский приборостроительный завод (РПЗ) и завод «Электроприбор» в Тамбове. Но их производственные возможности, которые сегодня еще удовлетворяют потребности заказчиков, завтра могут оказаться недостаточными из-за большой составляющей доли ручного труда, что заметно снижает процент выхода готовой продукции.

Понимая, что с ростом заказов на изготовление военной и гражданской техники нужно на порядок увеличивать объем производства, руководство КРЭТ инициирует проект технического перевооружения заводов. Такой проект формируется для производства всех систем, включая и оптические компоненты. Он рассчитан на выпуск 1,5 тысяч высокоточных систем в год, в том числе и для наземной техники. Это значит надо производить 4,5 тысяч гироскопов, соответственно – примерно 20 тысяч зеркал. Вручную такое количество сделать невозможно.

Техперевооружение предприятий позволит выйти на требуемые объемы. По плану производство первых отдельных узлов начнется уже в конце следующего года, а систем в целом – в 2017 году с постепенным наращиванием количественных показателей.

Доля государства в финансировании проекта составляет 60%, остальные 40% привлекаются КРЭТ в виде банковских кредитов и доходов от продажи непрофильных активов. Однако создание БИНС это задача не одного института и даже не одного концерна. Ее решение лежит в плоскости общегосударственных интересов.

Общее описание вычислительной системы самолетовождения

Вычислительная система самолётовождения (FMS) предназначена для решения задач 3-хмерной навигации самолёта по маршруту, в районе аэропорта, а также выполнения неточных заходов на посадку.

Вычислительная система самолётовождения (FMS) обеспечивает:

• выдачу управляющих сигналов в САУ для автоматического управления полётом по заданному маршруту;
• решение задач навигации по заданному маршруту полёта, выполнение неточных заходов на посадку в режиме вертикальной навигации;
• автоматическую и ручную настройку частоты бортовых радионавигационных систем и систем инструментальной посадки;
• управление режимами и диапазоном системы предупреждения столкновения самолетов в воздухе Т2САS;
• ручную настройку бортовых систем УКВ и КВ радиосвязи;
• управление функцией кода в бортовых ответчиках системы ОрВД;
• ввод (модификация) запасного аэропорта.

Функция FMS заключается в передаче в режиме реального времени навигационной информации путём отображения маршрута, выбранного (созданного) экипажем, а также выбранных из базы данных стандартных процедур взлёта и посадки. FMS осуществляет расчёт данных горизонтального и вертикального профиля полёта по маршруту.

Для выполнения функций навигации FMS взаимодействует со следующими системами:

• инерциальная навигационная система IRS (3 к-та);
• глобальная навигационная спутниковая система (GNSS) (2 к-та);
• система воздушных сигналов (ADS) (3 к-та);
• КВ радиостанция (2 к-та);
• УКВ радиостанция (3 к-та);
• ответчик УВД (XPDR) (2 к-та);
• система измерения дальности (DME) (2 к-та);
• система всенаправленного и маркерного радиомаяков (VOR) (2 к-та);
• инструментальная система посадки (ILS) (2 к-та);
• система автоматического радиокомпаса (ADF);
• система предупреждения экипажа (FWS);
• система предупреждения столкновения самолетов в воздухе (Т2САS);
• система электронной индикации (CDS);
• система автоматического управления (AFCS).

Передняя панель FMS имеет многофункциональный пульт управления и индикации (MCDU).

Рисунок 1. Описание передней панели MCDU

FMS передает сигналы управления на автопилот (AFCS) для управления самолётом:

• в горизонтальной плоскости для осуществления навигации на маршруте и в зоне аэропорта (горизонтальная навигация LNAV);
• в вертикальной плоскости для взлёта, набора высоты, полёта на крейсерской скорости, снижения, захода на посадку и ухода на второй круг.

FMS передает в CDS местоположение самолёта, маршрут полёта, информацию о текущем навигационном режиме и т.д. Эти данные отражаются на навигационном индикаторе (ND) или основном индикаторе (PFD).

Экипаж использует пульт управления полётом (FCP) для выбора режимов полёта и MCDU, входящий в состав FMS, для ввода плана полёта и других данных о полёте. Экипаж использует многофункциональный пульт управления и индикации для ввода и редактирования данных с помощью клавиатуры.

FMS является единственным средством управления ответчиками системы управления воздушного движения (ATC) и подсистемой предупреждения столкновения в воздухе (TCAS). FMS — основное средство управления радионавигационными системами и резервное средство настройки радиосвязного оборудования.

FMS имеет следующие базы данных:

• навигационная база данных;
• специальная база данных (маршруты компании);
• пользовательская база данных;
• база магнитных склонений;
• база характеристик самолёта.

Перечисленные выше базы данных и файл конфигурации обновляются при выполнении процедур обслуживания FMS через терминал MAT (системы технического обслуживания), используемый как загрузчик данных ARINC 615-3. Также через MAT выполняется обновление программного обеспечения.

FMS выполняет следующие функции:

• Разработка плана полёта;
• Определение текущего местоположения;
• Прогнозирование траектории полёта на снижении;
• Горизонтальная навигация;
• Вертикальная навигация на этапе захода на посадку;
• Настройка радиосвязного оборудования;
• Управление радиосредствами ATC/TCAS;
• Управление радионавигационными средствами.

Функциональное описание FMS

На самолётах семейства RRJ установлены два CMA-9000, которые могут работать как в независимом, так и в синхронном режиме. При работе в синхронном режиме CMA-9000 осуществляют обмен результатами соответствующих навигационных вычислений. В независимом режиме каждая CMA-9000 использует результаты собственных навигационных вычислений.

Как правило, CMA-9000 функционируют в синхронизированном режиме, однако переходят в независимый режим, если при работе двух CMA-9000 имеют место следующие условия:

• разные базы данных пользователя;
• разные версии программного обеспечения;
• разные навигационные базы данных;
• ошибка связи одной из CMA-9000 при выполнении соединения;
• различные фазы полёта более чем 5 секунд;
• различные навигационные режимы в течение более чем 10 секунд.

При работе в независимом режиме CMA-9000 оповещает экипаж об изменении рабочих режимов. При этом на MCDU появляется соответствующая индикация IND, а на экране MCDU появляется соответствующее сообщение желтого цвета. При отказе одной из CMA-9000 в полёте другая позволяет выполнить полёт без потери функциональности.

Разработка плана полёта

FMS обеспечивает работу лётчика путём разработки полного плана полёта от пункта взлёта до пункта посадки, включая навигационное оборудование, промежуточные пункты маршрута, аэропорты, воздушные трассы и стандартные процедуры взлёта (SID), посадки (STAR), захода на посадку (APPR) и т.д. План полёта создается экипажем по пунктам маршрута и авиационным трассам с использованием дисплея MCDU или путём загрузки маршрутов авиакомпании из соответствующей базы данных.

База данных пользователя может включать в себя до 400 различных планов полёта (маршруты авиационных компаний) и до 4000 промежуточных пунктов маршрута. План полёта может включать в себя не более 199 промежуточных пунктов маршрута. FMS может выполнять обработку базы данных пользователя, не превышающей 1800 различных промежуточных пунктов маршрута.

В FMS могут быть созданы 3 плана полёта: один активный (RTE1) и два неактивных (RTE2 и RTE 3). Экипаж может вносить изменения в действующий план полёта. При изменении плана полёта создается временный план полёта. Измененный план полёта становится активным при нажатии кнопки EXEC и может быть отменён при нажатии кнопки CANCEL. Отмена ввода неактивного плана не изменяет действующий активный план (RTE1).

Экипаж имеет возможность создать пользовательскую навигационную точку, чтобы в последующем её можно было выбрать из памяти или воспользоваться в случае утраты данных. В базе данных пользователя могут храниться до 10 планов полёта пользователя и до 500 промежуточных пунктов маршрута пользователя.

Экипаж имеет возможность создать временные пункты маршрута, расположенные на участках плана полёта на пересечении радиальной линии, траверза или радиуса от выбранного места на странице FIX INFO. От введённого FIX могут создаваться не более двух радиальных линий/радиусов и не более одного траверза. CMA-9000 осуществляет расчёт предварительных данных (расчётное время прибытия (ETA) и расстояние перелёта (DTG)) с учётом профиля полёта, заданного высотного и скоростного режимов полёта и введённых экипажем параметров ветра на маршруте.

Экипаж самолёта использует CMA-9000 для ввода данных, необходимых для выполнения взлёта и полёта по маршруту (скорость принятия решения (V1), скорость подъёма передней стойки шасси (VR), безопасная скорость взлёта (V2), высоты крейсерского полёта (CRZ), взлётный вес самолёта (TOGW) и т.д.), которые используются для прогнозирования и расчёта характеристик полёта. В ходе полёта CMA-9000 используется для ввода данных захода на посадку (температура, ветер, предполагаемая конфигурация посадки и т.д.). В синхронном режиме все данные, введённые в одну CMA-9000, передаются на другую CMA-9000 с использованием шины синхронизации. CMA-9000 обеспечивает ручной ввод данных местоположения самолета на земле для выставки IRS.

Лётчику доступны следующие навигационные данные:

• высота взлётно-посадочной полосы аэропорта назначения;
• высота перехода и эшелон перехода, передаваемые на CDS для отражения на PFD;
• курс по курсовому радиомаяку ILS, передаваемый на AFCS;
• курс взлётно-посадочной полосы аэропорта отправления, передаваемый на AFCS.

FMS передаёт на CDS план полёта, соответствующую выбранному экипажем масштабу (от 5 до 640 морских миль) и типу (ARC, ROSE или PLAN) отображения.

Многорежимная навигация

Для определения местоположения самолёта оба CMA-9000 связаны интерфейсами с навигационными системами. Навигационные системы — IRS, GPS, VOR и DME — выдают навигационную информацию в FMS для определения местоположения самолёта. CMA-9000 постоянно вычисляет местоположение воздушного судна на основе информации, получаемой от GPS (DME/DME, VOR/DME, или INS) и отображает активный режим счисления на дисплеях. FMS управляет заданными навигационными характеристиками (RNP) в соответствии с этапом полёта. При превышении заданного RNP текущим ANP выдается сигнализация экипажу на MCDU.

Навигационная функция включает в себя следующие параметры, которые рассчитываются или поступают непосредственно с датчиков:

• местоположение самолёта в текущий момент (PPOS);
• путевая скорость (GS);
• путевой угол (TK);
• текущий ветер (направление и скорость);
• угол сноса (DA);
• расстояние бокового отклонения от курса (XTK);
• погрешность путевого угла (TKE);
• заданный путевой угол маршрута (DTK) или курс;
• текущая точность навигации (ANP);
• заданная точность навигации (RNP);
• температура торможения (SAT);
• воздушная скорость самолёта (CAS);
• истинная скорость самолёта (TAS);
• инерциальная вертикальная скорость;
• курс (HDG), магнитный или истинный.

В основном рабочем режиме работы данные о широте и долготе поступают непосредственно от датчиков GPS многорежимных приемников (MMR) системы GNSS. Расчёт местоположения выполняется в соответствии со Всемирной геодезической системой координат WGS-84.

Приоритеты использования навигационных режимов:

1. режим навигации GPS;
2. режим навигации DME/DME при отказах, пропадании сигналов GPS и потере RAIM;
3. режим навигации VOR/DME при отказах и пропадании сигналов GPS и DME/DME;
4. режим навигации INERTIAL при отказах и пропадании сигналов GPS, DME/DME и VOR/DME.

Режимы навигации

Навигация GPS : GPS определяет непосредственное местоположение самолёта, путевую скорость, путевой угол, скорость с Севера на Юг, скорость с Востока на Запад и вертикальную скорость. Для обеспечения полноты функции автономного контроля целостности (RAIM) экипаж самолёта может деселектировать режим GPS или другого недостоверного средства навигации.

Навигация DME/DME : FMS осуществляет расчёт местоположения самолёта с использованием третьего канала приёмников DME. Если местоположение станций DME содержится в навигационной базе данных, FMS определяет местоположение воздушного судна с помощью 3-х станций DME. Рассчитанное во времени изменение местоположения позволяет рассчитать путевую скорость и путевой угол.

Навигация VOR/DME : FMS использует станцию VOR и связанную с ней DME для определения относительного курса и расстояния до станции. FMS определяет местоположение воздушного судна на основании данной информации и учитывает изменение местоположения во времени для определения путевой скорости и путевого угла.

Инерциальная навигация INERTIAL : FMS определяет средневзвешенное значение между тремя IRS. Если действует навигационный режим GPS (DME/DME или VOR/DME), FMS осуществляет расчёт вектора погрешности местоположения между местоположением, рассчитанным с помощью IRS, и текущим местоположением.

При инерциальной навигации FMS корректирует местоположение в своей памяти на основании последнего расчёта вектора сдвига для того, чтобы обеспечить плавный переход из режима GPS (DME/DME или VOR/DME) в инерционный навигационный режим. В случае отказа датчика IRS, FMS осуществляет расчёт сдвоенного смешанного местоположения INS между двумя оставшимися датчиками IRS. При повторном отказе датчика IRS FMS использует оставшийся датчик IRS для расчета местоположения INS.

Навигация методом счисления пути DR : FMS использует для расчёта местоположения самолета последние определённые данные о местоположении, TAS (истинную скорость самолёта), поступающую с ADC, введённый курс и прогноз ветровой обстановки. Экипаж самолёта может вводить в ручном режиме данные о текущем местоположении, путевой угол, путевую скорость, скорость и направление ветра.

Прогнозирование траектории

FMS прогнозирует вертикальный профиль полёта, используя истинные и прогнозируемые навигационные данные. FMS не выполняет расчёт прогнозов для неактивного маршрута и не рассчитывает вертикальный профиль.

Функция прогнозирования траектории осуществляет расчёт следующих параметров псевдо-промежуточных пунктов маршрута: точка окончания набора высоты (T/C), точка начала снижения (T/D) и завершение снижения (E/D).

Осуществляется прогнозирование следующих параметров для каждого промежуточного пункта маршрута действующего плана полёта:

• ETA: расчетное время прибытия;
• ETE: планируемое время полёта;
• DTG: расстояние перелета;
• крейсерская высота полёта.

Кроме того, ETA и DTG рассчитываются для точек входа в промежуточные пункты маршрута.

Функция прогнозирования траектории осуществляет расчёт прогнозируемого веса при посадке и оповещает экипаж самолёта в случае, если для выполнения плана полёта потребуется дополнительное топливо.

Функция прогнозирования траектории осуществляет расчёт топлива и расстояния для взлёта, набора высоты, полёта на крейсерской скорости и снижения на основании данных, содержащихся в базе данных рабочих характеристик (PDB).

На этапе расчёта данных для захода на посадку FMS осуществляет расчет скорости захода на посадку на основании данных о скорости ветра при посадке и прогнозируемой скорости Vls, которые выдаются из PDB с учётом предполагаемой конфигурации посадки и посадочного веса.

Функция прогнозирования траектории выводит сообщения на MCDU в случае неправильного набора высоты. Также при снижении и заходе на посадку в режиме вертикальной навигации FMS передаёт первое значение высоты на CDS для отражения на PFD с указанием, следует ли её придерживаться. Кроме того, когда на какой-либо промежуточной точке снижения вводится требуемое время посадки (RTA), функция прогнозирования траектории обновляет ETA до RTA и оповещает экипаж самолёта в случае несоответствия времени.

FMS отправляет данные для индикации на навигационном дисплее по протоколу ARINC 702A и в соответствии с функцией отображения карты, выбранным диапазоном и выбранным режимом карты.

Горизонтальная и вертикальная навигация

Данная функция обеспечивает горизонтальную и вертикальную навигацию совместно с автопилотом для выполнения горизонтального и вертикального плана полёта.

Горизонтальная навигация LNAV

Функция LNAV включает в себя расчёт команд по крену, необходимых для обеспечения полёта в горизонтальной плоскости, рассчитывает и передаёт на индикацию боковое отклонение (XTK) на PFD и ND.

FMS управляет:

1. В горизонтальной плоскости на маршруте и в зоне аэропорта при выполнении:
   • • полёта по заданной последовательности промежуточных пунктов маршрута (ППМ);
     • полёта “Прямо на” (DIRECT-TO) траекторию, ППМ или навигационное радиосредство;
     • поворота с пролетом ППМ или с упреждением;
     • инициализацию процедуры ухода на второй круг (GO AROUND).
2. При входе в зону ожидания и при полёте в зоне ожидания FMS осуществляет:
   • • построение и отображение геометрии зоны ожидания (HOLD);
     • вход в зону ожидания;
     • полёт в зоне ожидания;
     • выход из зоны ожидания.
3. В горизонтальной плоскости на маршруте:
   • • расчёт времени пролёта ППМ и прибытия в конечную точку маршрута;
     • параллельным маршрутом слева или справа от курса действующего плана полёта (OFFSET).

В режиме LNAV FMS может выполнять:

• смену активного этапа с ППМ типа FLY-BY на следующий при пересечении биссектрисы угла между линиями пути этих этапов. После пересечения новый этап активируется и становится первым;
• смену активного этапа с ППМ (WPT) типа FLY-OVER на следующий, при проходе ACT WPT или пресечении ее траверза;
• наведение на точку “Прямо на” (DIRECT-TO) для обеспечения разворота на курс выбранного (введенного в ручную) WPT;
• навигацию и наведение на курс входа в зону ожидания “Прямо на фиксированную точку” (DIRECT TO FIX);

FMS обеспечивает безопасное самолётовождение в системе зональной навигации B-RNAV по трассам РФ с точностью ±5 км и ±10 км и в районе аэропорта в системе точной зональной навигации P-RNAV с точностью ±1,85 км.

Функция горизонтальной навигации обеспечивает для CDS навигационные параметры, которые отражаются на PFD или ND.

Функция горизонтальной навигации обеспечивает заход на посадку с использованием неточных средств захода на посадку по GPS.

Ввод (модификация) запасного аэропорта

Вычислительная система самолетовождения (FMS) выполняет ввод запасных аэропортов (RTE2 и RTE3), которые строятся как неактивные маршруты.

Уход на запасной аэропорт может быть спланирован использованием измененного активного маршрута:

• Выполнение полёта с активного плана полёта RTE1 на запасной аэропорт RTE2;
• Выполнение полёта с активного плана полёта RTE1 на RTE3 с опцией VIA. Точка VIA определена через RTE1 аэропорта взлёта;
• Выполнение полёта с активного плана полёта на запасной аэропорт RTE3 с опцией VIA. Точка VIA определена через ППМ (WPT) в аэропорте назначения RTE1 (APP, MAP) для прибытия в аэропорт назначения RTE3.

Настройка радиосвязного оборудования с помощью FMS

Функция настройки радиосвязного оборудования обеспечивает работу трёх различных групп систем: навигационные радиосредства, радиосвязное оборудование, а также радиосредства ATC/TCAS.

Настройка навигационных радиосредств

Навигационные радиосредства, доступные на самолетах семейства RRJ: DME1, DME2, ADF1, ADF2 (опция), VOR1, VOR2, MMR1, MMR2 (ILS, GPS).

FMS является основным средством настройки навигационных радиосредств. Все данные, связанные с настройкой, передаются на радиосредства через пульт управления радиосредствами (RMP). При нажатии кнопки NAV на RMP, настройка с FMS блокируется, и все радиосредства настраиваются с пультов RMP.

Функция настройки навигационных радиосредств осуществляет автоматическую настройку для VOR, DME и ILS в соответствие с планом полёта.

Функция управления радиосредствами передает на CDS для отражения на ND режим настойки выбранной станции VOR и ILS, который может быть автоматическим, ручным с MCDU или с пульта RMP.

Настройка радиосвязного оборудования

Радиосвязное оборудование, доступное на самолётах семейства RRJ: VHF1,VHF2, VHF3, HF1 (опция), HF2 (опция).

Функция настройки радиосвязного оборудования осуществляет настройку связных радиостанций. Основным средством настройки радиосвязного оборудования является пульт RMP. Только после того, как оба пульта RMP вышли из строя или выключены, настройка радиостанции выполняется с помощью FMS.

FMS подключается к радиостанциям через пульт RMP. Функция настройки радиосвязного оборудования получает кодовое значение из концентратора данных, которое приводится в действие в случае выхода из строя или выключения двух RMP. При вводе кодового значения функция настройки радиосвязного оборудования устанавливает режим “com port select” для RMP и позволяет осуществить настройку радиосвязи с MCDU. В противном случае, настройка с FMS запрещена. Пульт RMP не подключается непосредственно к высокочастотным радиостанциям. Настройка осуществляется через концентратор данных кабинета авионики, чтобы обеспечить адаптацию протокола. Радиостанция VHF3 не имеет возможности настраиваться с FMS, только с пультов RMP.

Управление радиосредствами ATC/TCAS (подсистема, которая входит в состав оборудования T2CAS)

Выбор режимов и диапазона TCAS осуществляется с FMS. Экипаж воздушного судна может выбрать на MCDU три режима: STANDBY — ожидание, TA ONLY — только ТА, и TA/RA (режим опасного сближения/режим разрешения конфликта) в следующем диапазоне высот: NORMAL - обычный, ABOVE –“над” и BELOW – ”под”.

Кроме того, экипаж воздушного судна может осуществлять следующие действия по управлению транспондерами ATC:

• Выбор активного транспордера;
• Выбор режима ATC (STANDBY или ON);
• Ввод кода XPDR;
• Активация функции ”FLASH” (с MCDU или нажатием кнопки ATC IDENT на центральном пульте);
• Управление функцией передачи высоты (ON или OFF).

Кроме того, при активации кнопки "panic" в кабине, функция управления радиосвязью активирует аварийный кодовый сигнал 7500 ATC.

Функция управления радиосвязью проверяет готовность ретрансляторов ATC путем сравнения обратной связи ATC_ACTIVE с командой запуска/ожидания, отправляемой на каждый транспондер ATC. В случае обнаружения неисправности транспондера ATC формируется текстовое сообщение на дисплей.

Функция калькулятора MCDU

Функция MCDU обеспечивает экипаж самолёта калькулятором и конвертером для выполнения следующих преобразований:

• метры ↔ футы;
• километры ↔ NM;
• °C ↔ °F;
• американские галлоны ↔ литры;
• килограммы ↔ литры;
• килограммы ↔ американские галлоны;
• килограммы ↔ фунты;
• Kts ↔ мили / час;
• Kts ↔ километры / час;
• километры / час ↔ метры/сек;
• футы/мин ↔ метры/сек.

Оборудование FMS

FMS состоит из двух блоков СМА-9000, в состав которых входят вычислитель и MCDU.

Технические характеристики

• Вес: 8,5фунтов (3,86кг);
• Источник питания: 28В постоянного тока;
• Энергопотребление: 45Вт без подогрева и 75Вт с подогревом (старт с подогревом при температуре меньше 5° C);
• Пассивное охлаждение без принудительной подачи воздуха;
• MTBF: 9500 лётных часов;
• Электрический соединитель: на задней панели FMS расположен разъём 20FJ35AN.

CMA-9000 включает в себя:

• Базы данных разработанные в соответствии с DO-200A;
• Программное обеспечение, разработанное в соответствии с DO-178B, уровень C.
• Сложные элементы аппаратуры, разработанные в соответствии с DO-254, уровень B.

Интерфейсы взаимодействия FMS

Рисунок 2. Интерфейс входных сигналов FMS с системами авионики и системами самолёта

Рисунок 3. Интерфейс выходных сигналов FMS к авионике и другим системам самолёта

Отказобезопасность

Оценка функциональных опасностей системы авионики (SSJ 100 aircraft AVS FHA (RRJ0000-RP-121-109, Rev. F) определяет степень опасности функциональных отказных ситуаций FMS как «Сложная ситуация». Вероятность возникновения отдельных видов отказных ситуаций, рассмотренных в RRJ0000-RP-121-109 rev.F, должна соответствовать следующим требованиям:

• На всех этапах полётов вероятность не сигнализируемого отказа CMA-9000 не превышает 1.0 Е-05.
• На всех этапах полётов вероятность выдачи вводящих в заблуждение навигационных данных от CMA-9000 (горизонтальная или вертикальная навигация) на оба навигационных дисплея ND не превышает 1.0 Е-05.
• На всех этапах полётов вероятность выдачи ложного сигнала управления от CMA-9000 для автопилота не превышает 1.0 Е-05.

Оценка безопасности системы авионики (номер B31016HA02), установленной на самолёте RRJ95В (RRJ Avionics System Safety Assessment (J44474AD, I.R.: 02) of the RRJ Avionics Suite (Part number B31016HA02) as installed in the Russian Regional Jet (RRJ) 95В/LR aircraft) показывает, что вероятность возникновения указанных выше отказных ситуаций, составляет:

• не сигнализируемого отказа (потери) навигационной информации от FMS - 1,1E-08 на осреднённый час полёта;
• выдача вводящих в заблуждение навигационных данных от CMA-9000 (горизонтальная или вертикальная навигация) на оба навигационных дисплея ND – 1,2E-09 на осреднённый час полёта;
• выдача ложного сигнала управления от CMA-9000 для автопилота - 2,0E-06 на осреднённый час полёта.

Полученные (J44474AD, I.R.: 02) вероятности возникновения отказных ситуаций соответствуют требованиям по отказобезопасности (RRJ0000-RP-121-109 rev. F).

В соответствии с требованиями для каждой CMA-9000 вероятность выдачи ложных данных по ARINC 429 не превышает 3.0Е-06.

Уровень разработки аппаратного и программного обеспечения FMS (DAL) по DO-178 - уровень C.

Режим с ухудшенными характеристиками

Обе CMA-9000 подключаются в сдвоенном синхронизированном режиме. Выход из строя только одной не означает снижения функциональности FMS. Экипаж может выполнить реконфигурацию в ручном режиме для отражения на дисплеях данных от противоположной CMA-9000 с помощью пульта управления конфигурации (RCP).

В случае неисправности входного сигнала выбора диапазона и/или режима карты от FCP, FMS передает данные о карте по умолчанию — 40 морских миль / ROSE.

При отказе навигационных датчиков FMS обеспечивает режим DR на основании данных о воздушной обстановке и ветре с целью расчёта местоположения воздушного судна. FMS оповещает экипаж воздушного судна о навигации в режиме DR. В режиме DR FMS обеспечивает возможность ввода текущего местоположения, путевой скорости, маршрута, направления и магнитуды ветра. FMS должна принимать введенный курс.

При совместной работе FMS осуществляет обмен с противоположной CMA-9000 для того, чтобы обеспечивать работу в синхронном режиме.

При работе в независимом режиме или в случае неисправности шины данных между двумя FMS, обеспечена возможность изменения канала передачи данных «главный-подчиненный» с обеих панелей MCDU.

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО

ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

имени академика С.П. КОРОЛЕВА»

П.Г. Шабалов,

В.И. Соловьев,

Е.Ф. Галкин

Навигационные системы

САМАРА 2006

3Министерство образования и науки российской федерации

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

имени академика С. П. КОРОЛЕВА

П.Г. Шабалов, В.И. Соловьев, Е.Ф. Галкин

Навигационные системы

Учебное пособие

САМАРА 2006

С.П. Шабалов, В.И. Соловьев, Е.Ф. Галкин. Навигационные системы: Учеб. пособие. Самар. гос. аэрокосм. ун-т. Самара, 2006, 84 с.

В данном учебном пособии представлены сведения о навигационной системе базового самолета МиГ-29, рассмотрена общая характеристика, роль и место в системах электроснабжения летательных аппаратов, а также принцип действия и конструктивное исполнение данных систем. Основное внимание уделено рассмотрению вопросов теории построения навигационных систем, объясняющей принцип действия, рассмотрены основные характеристики и процессы физических явлений, возникающие при работе системы. В учебном пособии также изложены конструкция, основные технические данные, правила эксплуатации и взаимодействие с другими системами навигационной системы самолета МиГ-29.

Данное пособие предназначено для студентов, обучающихся на военной кафедре СГАУ. И предназначено для студентов ВУЗов, обучающихся по военно-учетным специальностям ВВС.

Печатается по решению редакционно-издательского совета Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П. Королева

Рецензент: Г.И. Леонович, М.Н. Ковалев

ISBN © Самарский государственный

аэрокосмический университет, 2006

Условные обозначения……………………………………………………5

Предисловие ………………………………………………………………7

Введение……………………………………………………………………8

1.Навигационные системы (НС)

1.1. Задачи и методы навигации………………………………………..…11

1.2. Навигационные системы координат (СК)……………………..……12

1.3. Системы воздушно-доплеровского счисления пути…………..…..22

2. Инерциальные навигационные системы (ИНС)

2.1. ИНС - общие сведения, принципы построения…………………....24

2.2. Принцип действия и методические погрешности акселерометров……………………………………………………….27

2.3. Классификация, принципы построения и работы гиростабилизаторов…………………………………………...……..35

3. Инерционная Курсовертикаль (ИКВ)

3.1. Система "ИКВ-1": назначение, алгоритмы функционирования,

состав и режимы работы…………………..……….…………………39

3.2. Режим начальной выставки ИКВ-УВ и ТВ...……………………….43

3.3. Рабочие режимы ИКВ…………………….....……………………….50

4 Навигационные системы СН-29

4.1. Общие сведения о навигационном комплексе типа СН-29………..57

4.2. Информационный комплекс вертикали и курса ИК-ВК-80…...…...60

4.3. Режимы подготовки (выставки). Ускоренная выставка………........64

5. Режимы работы ИК-ВК-80.

5.1. Нормальная выставка (НВ). Режим повторного запуска (РПЗ)……71

5.2. Рабочие режимы горизонтальных каналов…………………...……..74

5.3. Рабочие режимы каналов курса…………………………………..….77

5.4. Особенности эксплуатации ИК-ВК-80…………………………..…..80

Список использованных источников……………………………………..84

Условные обозначения

АНУ - автоматическое навигационное устройство

АОр - азимут ориентира

БК - блок коррекции,

БУГ - блок усилителей гиродатчика

БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина

ГБ - гироблоки

ГВК - гирофлексами

ГПК-гирополукомпас

ГСП - гиростабилизированная платформа

ДС - двигатель стабилиза­ции

ЗК – задатчик курса

ИД - индукционный датчик магнитного курса

ИКВ - инерциальные курсовертикали

ИПМ - исходный пункт маршрута

КМ - коррекционный механизм

КПМ - конечный пункт маршрута

ЛА – летательный аппарат

ЛЗП - линии заданного пути

МК - магнитная коррекция

МС - место самолета

НОМ - начальный ортодромический меридиан

НПУО - путевой угол ортодромии

НРК - наружная (внешняя) рама крена

НС- навигационная система

ОЭ - ортодромический экватор

ОМ - ортодромический меридиан

П - пеленг цели

ПК - пульт контроля

ПНД - пульт ввода начальных данных

ПНК - пилотажно-навигационные комплексы

РСБН- радиосистема ближней навигации

РК – радиокомас

РПЗ - Режим повторного запуска

СВС – система воздушных сигналов

СК - системы координат

САУ – система автоматического управления

ТВ – точная выставка

УД - угол доворота

УВ - ускоренная выставка

Предисловие

Во время полета пилоту необходимо четко ориентироваться в пространстве для выполнения поставленной задачи. Для определения места самолета в пространстве необходима некая система, которая определяла бы положение самолета относительно земной поверхности, а также угловое положение ЛА в выбранной системе координат. Эти задачи в полном объеме решают различные типы НС.

НС тесно связана с другими системами и комплексами ЛА, и использует электрические сигналы, пропорциональные параметрам окружающей среды, полученные другими системами и датчиками(СВС, ДИСС, РСБН).

Без данной системы немыслимо управлять современными ЛА. И при помощи стараний разработчиков она органично вписана в электрооборудование воздушных судов.

Учебное пособие поможет разобраться с общим принципом построения НС и подробно изучить конкретные системы(ИКВ-1, ИКВ-УВ, СН-29, НК-ВК-90, ИК-ВК-80).

Данное учебное пособие разработано таким образом, чтобы стали понятны основные тенденции развития НС, с одной стороны, и подробно изучены системы, реально применяющиеся в настоящее время в рядах вооруженных сил РФ. В пособии собраны все необходимые сведения для подробного ознакомления с данной тематикой.

Введение

Полет самолета по заданному маршруту вне видимости Земли возможен только по приборам, которые могли бы показывать по­ложение самолета относительно горизонта и определять его курс и координаты в системе координат, связанной с Землей. В этом случае очень важны такие понятия, как траектория и маршрут полёта.

Линию движе­ния самолета в пространстве называют траекторией, а про­екцию траектории на поверхность Земли - маршрутом по­лета.

Положе­ние самолета относительно горизонта и его курс определяются приборами, которые в совокупности образуют единый пилотажно-навигационный комплекс.

Навигационные системы представляют собой централизован­ные устройства, объединяющие индукционные (магнитные), гиро­скопические, астрономические и радиотехнические средства изме­рения параметров полёта. В навигационных системах автоматизируется процесс кор­рекции ошибок отдельных компасных датчиков и снижается общий уровень ошибок до минимального значения; улучшаются динамические свойства курсовой системы в целом и облегчается анализ выходной информации. Они имеют повышенную помехозащищен­ность и обладают достаточной автономностью применения.

Целью авиационной навигации является вывод самолета в заданное время в заданную точку пространства. Отсюда можно сделать вывод, что навигация - наука о методах и средствах вождения подвиж­ных объектов. Главной задачей навигации является определе­ние координат местоположения объекта.

В настоящее время задачи навигации решают в основном позиционным методом и методом счисления пути.

Позиционный метод состоит в определении координат место­положения самолета из геометрических соотношений по изме­ренным расстояниям и углам взаимного расположения самоле­та и известных точек (ориентиров, радиомаяков, светил). На этом методе основаны способы астрономической, радиотехниче­ской навигации, а также визуальная ориентировка.

Счисление пути заключается в вычислении траектории дви­жения самолета по измерениям величины и направления его скорости и координатам начальной точки движения. Для изме­рения скорости движения самолета могут использоваться изме­рители воздушной скорости, доплеровские измерители скорости и инерциальные навигационные системы. Направление движе­ния самолета определяется с помощью курсовых приборов. В за­висимости от типа применяемых измерителей различают курсо-воздушные, курсо-доплеровские и инерциальные способы счис­ления пути.

В данном разделе нельзя не упомянуть, что одну из важнейших ролей в решении навигационной задачи играют гироскопические приборы. Положе­ние самолета относительно горизонта и его курс определяются гироскопом с тремя степенями свободы. Направления оси симметрии такого гироскопа и осей его карданового подвеса выбирают в зависимости от назна­чения прибора. Так, в приборах, предназначенных для определе­ния положения самолета относительно горизонта, ось симметрии гироскопа совмещают с вертикалью, а оси карданового подвеса устанавливают горизонтально.

Широкое применение трехстепенного гироскопа на самолете обусловлено его способностью мгновенно показывать изменения положения самолета в пространстве. Это свойство гироскопа основано на сохранении им своего положения в пространстве при поворотах самолета.

Трехстепенные гироскопы с коррекцией и без нее были одними из первых гироскопических приборов, нашедших широкое приме­нение в авиационной практике. Другими гироскопическими прибо­рами, также уже давно применявшимися на практике, являются двухстепенные гироскопы - указатели поворота для измерения угловой скорости вращения самолета по курсу.

Как трехстепенные, так и двухстепенные гироскопы сначала применялись на самолетах в качестве индикаторных приборов, затем с появлением автопилотов они стали широко применяться в них в качестве чувствительных элементов. Для выполнения этих функций гироскопы снабжаются датчиками, преобразующими угловые перемещения самолета и гироскопа в сигналы электриче­ского тока или перепада давлений.

С развитием самолетов возникла необходимость в создании платформ, которые сохраняли бы неизменным свое положение в пространстве независимо от вращения самолета или ракеты, на которых они устанавливались. В практике наиболее пригодны­ми для этих целей оказались платформы, стабилизированные гиро­скопами. Такие гиростабилизированные платформы, использующие, как правило, несколько гироскопов, получили в последнее время широкое распространение на самолетах.

Навигационные системы современных самолетов являются комплексными, т. е. они состоят из ряда взаимосвязанных под­систем, реализующих различные методы и способы нави­гации.

1. НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ (НС)

1.1. Задачи и методы навигации

Различают общую и частную задачи навигации.

ОБЩЕЙ задачей навигации (задачей самолетовождения) является обеспечение перемещения ЛА в заданную точку, по заданной траектории, за определенное время и с необходимой точностью. Решение этой задачи осуществляется с помощью пилотажно-навигационных комплексов (ПНК).

ЧАСТНОЙ задачей навигации является вычисление текущих координат местоположения ЛА. Эта задача решается навигационными устройствами и системами, которые определяют место самолета (МС), то есть координаты проекции его центра масс на поверхность Земли.

Для определения места самолета используются следующие методы: 1)обзорно-сравнительный; 2)позиционный; 3)счисления пути.

1) Обзорно-сравнительный метод заключается в визуальном или автоматическом сравнении наблюдаемой местности или участка неба с географической или звездной картой. Простейшая реализация этого метода состоит в визуальных наблюдениях летчика (экипажа) за внекабинным пространством (особенно в режиме посадки) и экранами обзорных бортовых радиолокационных станций.

2) Позиционный метод заключается в вычислении координат ЛА из геометрических соотношений, когда исходной информацией являются дальности, азимуты (пеленги) или курсовые углы до точек на земной поверхности с известными координатами или высоты и азимуты светил, наблюдаемых с ЛА. Этот метод используется в ближней и дальней радионавигации, а также при применении астрономических средств.

3) Метод счисления пути заключается в интегрировании во времени ускорения или скорости движения центра масс ЛА.

Счисление пути осуществляется на основе воздушного (аэрометрического), доплеровского и инерциального способов навигационных измерений.

При этих методах используются только бортовые технические средства, поэтому они являются автономным, то есть независимыми от работы наземного оборудования.

В последнее время быстрыми темпами развиваются корреляционно-экстремальные навигационные системы, основанные на сопоставлении некоторого физического поля Земли в точке местоположения ЛА с соответствующей картой, хранящейся в памяти бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ). В этих системах могут быть использованы практически все физические поля Земли: рельефы, магнитное, тепловое, гравитационное и др. Выбор поля обусловливается его изученностью и стабильностью. Путем сравнения в БЦВМ карты поля с информацией измерителя этого же поля отыскивается экстремум корреляционной функции, по которому определяется местоположение ЛА относительно принятой навигационной системы координат.

Корреляционно-экстремальные системы чаще всего применяются для коррекции других навигационных систем.

Под навигационным комплексом понимают совокупность бортовых измерительных средств и вычислителей, позволяющих определять местоположение и скорость самолета (судна) относительно Земли. Ни один из существующих навигационных измерителей не может полностью решить эти задачи, так как каждый из них в отдельности не обеспечивает необходимой точности, помехозащищенности или надежности.

Задачи, решаемые навигационным комплексом, многообразны. Среди них одной из важнейших является счисление пути, обеспечивающее непрерывное измерение координаты объекта. Основным недостатком систем счисления является ухудшение точности определения координат с увеличением времени работы.

Поэтому для получения требуемой точности счислимые координаты необходимо непрерывно или периодически корректировать на основании информации, поступающей от радиотехнических измерителей, т. е. осуществлять комплексную обработку данных.

Структурная схема типового навигационного комплекса самолета приведена на рис. 22.20 . Основу этого комплекса составляет инерциальная навигационная система (ИНС) на гиростабилизированной платформе. Она измеряет как угловое положение самолета (углы крена, тангажа, рыскания и их производные), так и составляющие ускорения и скорости. Скорость самолета измеряется также с помощью ДИСС и датчика воздушной скорости, входящего в состав системы воздушных сигналов (СВС). В качестве вспомогательного измерителя курса используется система курсовертикали (СКВ). Высота и скорость ее изменения измеряются с помощью радиовысотомеров (РВ). Сигналы этих устройств обрабатываются в вычислительном устройстве, являющемся частью распределенной бортовой вычислительной системы. В качестве систем коррекции координат местоположения самолета используются данные радиотехнических систем ближней РСБН) и дальней (РСДН) навигации (таких, как «Омега», «Лоран-С» или системы с использованием ИСЗ), бортовых РЛС,корреляционно-экстремальных систем, а также данные, получаемые с выхода других измерителей, например астрономических ориентиров, оптических или электроннооптических визиров.

В навигационных комплексах с более высокой степенью интеграции оборудования используются обратные связи (показаны на рис. 22.20 пунктирными линиями). За счет этих связей обеспечиваются коррекция положения гироплатформы ИНС, предварительная настройка ДИСС по данным датчика воздушной скорости или ИНС, установка визиров в предполагаемое местоположение ориентиров и т. п. Так как системы, входящие в навигационный комплекс, определяют навигационные параметры в собственной системе координат, в алгоритмах навигационного вычислительного устройства предусмотрена процедура пересчета данных этих систем в основную систему координат, в которой осуществляется счисление пути.

Навигационный комплекс является составной частью пилотажно-навигационного комплекса (ПНК), который включает в себя также систему автоматического управления самолетом и систему индикации и отображения пилотажно-навигационной информации. ПНК предназначен для навигации и пилотирования самолета на всех этапах полета. В круг задач, решаемых ПНК, помимо непрерывного определения координат местоположения самолета, счисления пути и его коррекции входят программирование маршрута полета, вычисление и передача в САУ управляющих сигналов, выдача информации системам отображения и индикации, автоматический контроль исправности бортовых устройств и систем ПНК, а также автоматическая стабилизация и управление самолетом во всех режимах полета.

Навигационные комплексы морских судов имеют схожую структуру. На рис. 22.21 приведена структурная схема интегрированного навигационного комплекса «Data Bridge» норвежской фирмы «Norcontrol», предназначенного для автоматизации судовождения и предотвращения столкновений. Счисление пути в этом комплексе осуществляется по данным лага и гирокомпаса. В качестве систем коррекции координат местоположения используются навигационные системы Декка (непрерывная коррекция в условиях прибрежного плавания), «Омега», «Лоран-С», а также спутниковая навигационная система «Транзит».

В бортовой ЭВМ реализуются соответствующие алгоритмы преобразования координат и комплексной обработки информации всех навигационных датчиков, а также вырабатываются необходимые сигналы для систем автоматического управления движением судна и системы индикации и отображения обстановки в районе плавания. В систему индикации вводится и радиолокационное изображение, полученное судовой РЛС.

Запишите векторно-матричное уравнение линейного формирующего фильтра, моделирующего траекторию подвижного объекта, и изобразите его структурную схему.

Каким образом можно описать маневрирование движущихся объектов?

В каких случаях уравнение измерений объекта будет линейным?

Когда для решения задачи фильтрации можно воспользоваться результатами теории оценок параметров?

По аналогии с уравнениями (22.21), (22.22) получите уравнение оценки параметров квадратичной траектории и изобразите структурную схему соответствующего нерекуррентного фильтра.

Что представляет собой эффект расходимости оценок в рекуррентных фильтрах и какими способами его можно предотвратить?

Пользуясь выражениями (22.45), (22.46), найдите переходную матрицу дискретной системы при условии, что соответствующая непрерывная система имеет матрицу

Запишите выражение для корреляционной матрицы ошибок фильтрации для расширенной системы, описываемой уравнениями (22.52), (22.53).

Укажите основное условие, при выполнении которого комплексирование двух измерительных систем эффективно.

В чем заключается принцип инвариантности при комплексировании и как он реализуется при использовании программных методов обработки?

Майор-инженер О.Никольский

Установленная на истребители F-16 прицельно-навигационная система, судя по сообщениям зарубежной печати, предназначена для обеспечения самолетовождения днем и ночью в различных метеорологических условиях, обнаружения целей и измерения их параметров, применения бортового оружия по воздушным и наземным целям, автоматического контроля работоспособности блоков аппаратуры и решения некоторых других специальных задач. Она построена на базе центральной ЭВМ и включает: радиолокационную станцию AN/APG-66, прицельную систему типа 666, инерциальную навигационную систему SKN-2416, вычислитель аэродинамических параметров и панель управления. В качестве вспомогательных устройств навигации используются запросчик радиосистемы ближней навигации ТАКАН AN/ARN-118 и радиовысотомер AN/APN-194. Необходимая летчику информация отображается на индикаторах, размещенных на передней приборной панели и на фоне лобового стекла кабины. Взаимодействие отдельных блоков системы осуществляется через сеть передачи сигналов с уплотнением, для чего в этих блоках есть соответствующие оконечные устройства.
Центральная ЭВМ М362 ("Мажик 362F") имеет программное управление и построена на микросхемах среднего уровня интеграции. Емкость памяти машины 32 тыс. 16- или 32-разрядных слов, время рабочего цикла 1,2 мкс, вес ее 9 кг, размер корпуса 500X125X195 мм. В ней используется язык ДЖОВИАЛ/ЛЗВ. ЭВМ сопряжена с вычислителем воздушных параметров, различными датчиками и индикаторами истребителя F-16. Основной ее функцией является комплексирование и преобразование данных, поступающих от различных датчиков прицельно-навигационной системы. В машине хранится информация о неисправностях в основных блоках системы, возникающих в процессе полета. После полета эту информацию можно извлечь из запоминающего устройства и отобразить на индикаторе, размещенном на приборной панели самолета.
Многофункциональная импульсно-доплеровская РЛС AN/APG-66 предназначена для всепогодного поиска, обнаружения, автосопровождения, а также измерения параметров воздушных целей на дальностях до 45 км и дальности и скорости сближения с визуально видимыми наземными целями.
Станция имеет следующие режимы работы: поиск воздушных целей, их автосопровождение, ближний воздушный бой, обзор земной (водной) поверхности обычным лучом, обзор земной (водной) поверхности заостренным (доплеровское сужение) лучом, запоминание изображения земной поверхности, точное измерение дальности до визуально видимых наземных целей и навигационный (с использованием маяка). Антенное устройство, представляющее собой плоскую щелевую фазированную антенную решетку, обеспечивает зону обзора по азимуту более 120°. При этом допускается автоматическое сканирование лучом антенны в секторах 20, 60 и 120°. По углу места обзор возможен в пределах 120°, а в автоматическом режиме зона сужается до 3, 6 или 12° (по усмотрению летчика).
В иностранной прессе отмечается, что в процессе создания этой РЛС в отличие от разработок предшествующих станций были применены: новый способ уменьшения боковых лепестков за счет волноводно-щелевой фазированной антенной решетки, в результате чего отпала необходимость в канале компенсации; модульный принцип конструирования; методы расчета угловой скорости линии визирования при помощи ЭВМ станции (вместо обычного способа измерения с помощью гироскопов); электромотор для привода антенны; в выходном каскаде передатчика установлена лампа бегущей волны с воздушным, а не обычным жидкостным охлаждением.
При обнаружении воздушных целей, летящих с превышением, станция работает в импульсном режиме, а низколетя-щих - в импульсно-доплеровском. В обоих случаях захват выбранной цели производится летчиком вручную. Для ведения ближнего воздушного боя обычно устанавливается сектор обзора 20X20° (возможны также значения 10X10° или 40 Х40°), при этом осуществляются поиск и автоматический захват ближайшей к истребителю цели, начиная с дальности 9 км. Кроме того, летчик может произвести захват любой другой цели вручную, а затем она сопровождается уже автоматически в импульсно-доплеровском режиме. Измеренные координаты и скорость сближения с целью поступают в центральную ЭВМ для проведения расчетов на применение выбранного оружия.
В режиме "воздух - поверхность" происходит точное измерение наклонных дальностей до визуально видимых наземных целей и скорости сближения с ними с последующей передачей этих данных в центральную ЭВМ. При известных географических координатах целей летчик может ввести их в запоминающее устройство ЭВМ, чтобы отобразить на индикаторе участок местности, соответствующий положению цели. Для получения детального картографирования местности РЛС переводится в режим обзора заостренным лучом, в котором разрешающая способность по угловым координатам в секторах от + 15 до + 45° улучшается более чем в 4 раза за счет сужения луча антенны при помощи специальной обработки доплеровских составляющих сигналов, отраженных от различных участков местности в пределах этого луча. Для повышения скрытности предусмотрен режим запоминания изображения земной поверхности, в котором производится отключение передатчика РЛС, а на индикаторе запоминается изображение местности, полученное перед его отключением. Местоположение самолета указывается специальной отметкой, управляемой инерциальной системой самолета.
По сообщениям зарубежной печати, станция может обнаруживать и надводные цели: при волнении моря до 5 баллов используется импульсный режим, а свыше - импульсно-доплеровский.
Прицельная система типа 666 отображает пилотажно-навигационную информацию и вырабатывает данные, необходимые для визуального применения оружия. В ее состав входят: индикатор, отображающий данные на фоне лобового стекла со 127-мм объективом; вычислитель (емкость памяти 16 тыс. слов), выдающий на индикатор символы и метки для применения оружия в режимах "воздух - воздух" и "воздух - поверхность"; панель управления, которая позволяет выбирать режимы работы, регулировать яркость символов на индикаторе и устанавливать размах крыла цели; электромеханическое устройство с гиродатчиком для измерения угловых скоростей линии визирования. Вычислитель рассчитывает трассу полета снаряда при стрельбе из пушки в упрежденную точку, разрешенные зоны пуска УР "Сайдвиндер" и точку попадания при бомбометании, пуске неуправляемых ракет и стрельбе из пушки по наземным целям.
Принцип работы прицела основан на вычислении траектории полета снаряда с учетом данных о курсе, тангаже и крене самолета, полученных от инерциальной навигационной системы, а также влияния силы тяжести, аэродинамического сопротивления и угла атаки снаряда. Полученная траектория в виде светящейся линии проецируется на индикатор с нанесенными метками дальности в виде небольших поперечных черточек, длина которых эквивалентна размаху крыла самолета противника на определенном расстоянии, что позволяет летчику визуально оценивать дальность. Считается, что в этом случае не нужно производить сложных расчетов, учитывающих маневрирование цели для вычисления угла упреждения. Пилот должен предвидеть возможный маневр цели и пилотировать самолет таким образом, чтобы она попала на расчетную траекторию в момент начала стрельбы из пушки.
В случае автосопровождения цели с помощью РЛС в прицел поступают данные о дальности до нее и на индикаторе появляется сетка и центральная марка, наложенные на расчетную траекторию. Летчик продолжает пилотирование самолета, как и прежде, но при этом по сетке точно определяет, какая часть траектории должна быть наложена на цель. Маневрируя по азимуту, он должен удерживать цель на траектории и в момент совмещения открывать огонь. Поскольку возможности ведения стрельбы в маневренном воздушном бою у современных самолетов весьма ограниченны, то для увеличения вероятности попадания летчик истребителя F-16 ведет стрельбу в упрежденную точку. Мастерство летчика определяется его навыками удерживать цель на расчетной траектории между соответствующими метками дальности в момент начала стрельбы. Приведение прицела в готовность к работе производится практически мгновенно. К недостаткам прицела иностранные специалисты относят невозможность его работы ночью и в тумане, а также значительное снижение дальности действия во время дождя и при наличии околоземной дымки.
Инерциальная навигационная система (ИНС), установленная на борту, является базовой для проведения навигационных расчетов. Она позволяет осуществлять счисление пути с точностью 1,85 км за 1 ч. полета, измерять курс, крен, тангаж, путевую скорость и вертикальное ускорение самолета. Кроме того, с ее помощью можно определять пеленг и дальность до нескольких заранее выбранных целей или пунктов маршрута. Существуют два способа выставки системы перед полетом: нормальная (длительностью 15 -25 мин) и ускоренная (3-5 мин). В последнем случае погрешность измерения местоположения самолета увеличивается до 5,5 км за 1 ч полета.
Радионавигационная система ближней навигации ТАКАН, запросчик которой установлен на борту истребителя, используется для коррекции ИНС за счет более точного определения местоположения на расстояниях, не превышающих 550 км от наземной станции. Она позволяет измерять дальность и определять местоположение с точностью 50-200 м, не зависящей от времени полета, а азимут - с точностью 1°. Кроме того, система обеспечивает определение дистанций между самолетами при полете в строю. Диапазон ее рабочих частот (960 - 1215 МГц) разбит на 252 канала, время, затрачиваемое на измерение, составляет 3 с.
По мнению американских экспертов, прицельно-навигационная система, установленная на F-16, не полностью обеспечивает возможность выполнения задач, которые ставит перед современными истребителями такого класса командование ВВС США. Поэтому в настоящее время в рамках программы поэтапного усовершенствования истребителя производится и модернизация системы. При этом предполагается значительно улучшить возможности бортовой РЛС и усовершенствовать оборудование кабины истребителя с тем, чтобы обеспечить возможность применения новых всепогодных УР AMRAAM с радиолокационной головкой самонаведения, а также новых боеприпасов для поражения наземных малоразмерных целей. Кроме того, рассматривается возможность установки дополнительной бортовой аппаратуры спутниковой навигационной системы НАВСТАР, объединенной тактической системы распределения информации ДЖИ-ТИДС, а также прицельно-навигационного устройства ЛАНТИРН.
Планы модернизации РЛС предусматривают, в частности, увеличение дальности действий за счет повышения мощности излучения при сохранении размеров передатчика и введение нескольких дополнительных режимов работы, в том числе: с высокой частотой повторения импульсов, сопровождения воздушных целей на проходе, 64-кратного доплеровского сужения луча, индикации и сопровождения малоконтрастных наземных движущихся целей, обеспечения следования рельефу местности при полете на малых и предельно малых высотах. Это предполагается осуществить за счет применения в передатчике более мощной лампы бегущей волны, работающей на высоких, низких и средних частотах повторения импульсов, установки специального программируемого процессора с повышенным быстродействием и объемом памяти, разработки новых средств математического обеспечения.
В процессе модернизации оборудования кабины планируется установить индикатор с дифракционной (голографической) оптикой (рис. 1), поле зрения которого в 2,5 раза больше, чем у имеющегося, что должно значительно улучшить условия обнаружения наземных малоразмерных целей при полетах на малых высотах ночью с использованием устройства ЛАНТИРН и обеспечить индикацию ИК изображения местности и символов целеуказания при полетах в режиме следования рельефу местности.
Установка аппаратуры систем НАВСТАР и ДЖИТИДС, как указывает зарубежная пресса, позволит существенно повысить возможности по навигации и целеуказанию, поскольку точность определения местоположения самолета достигнет значения 10 м независимо от времени полета, высоты и пункта маршрута, а дальность обнаружения воздушных и надводных целей при использовании данных от системы АВАКС составит несколько сотен километров.
Прицельно-навигационное устройство ЛАНТИРН, по оценке иностранных специалистов, обеспечит обнаружение, опознавание и автосопровождение малоразмерных подвижных наземных целей днем и ночью, в условиях околоземной дымки и негустого тумана на дальности до 5 км, а также навигацию при следовании рельефу местности на малых и предельно малых высотах (30-60 м). Аппаратуру устройства намечается размещать в двух подвесных контейнерах. В ее состав предполагается включить ИК систему переднего обзора, лазерный целеуказатель, малогабаритную РЛС следования рельефу местности и вычислительное устройство. ИК система будет иметь два датчика: с широким полем зрения для получения изображения местности на индикаторе с символами целеуказания и следования рельефу местности и с узким - для обнаружения, опознавания и автосопровождения наземных малоразмерных целей. Наиболее сложным считается разработка устройства обработки сигналов, которое позволит автоматически обнаруживать потенциальные цели и классифицировать их по типам в реальном масштабе времени.
Модернизацию прицельно-навигационной системы истребителя F-16 предполагается завершить в середине 80-х годов. В результате, по мнению американских экспертов, должны повыситься боевые возможности самолета при ведении маневренных воздушных боев и атаках наземных малоразмерных подвижных и неподвижных целей.
В частности, повысится точность самолетовождения как днем, так и ночью в различных метеорологических условиях, возрастут возможности бортового оборудования по поиску и обнаружению воздушных и наземных целей, точность определения их координат и других параметров, а также применения оружия. В то же время автоматизация процессов управления полетом и оружием позволит летчику уделять большее внимание слежению за тактической обстановкой.