ПРИМЕНЕНИЕ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ 4 глава

Рис. 20. Обобщенная блок-схема АНК с цифровым вычислителем:

1 — текущие и программные данные для индикации; 2 — ввод исходных данных, вызов индикации, управление режимами НВ; 3 — обмен посадочной информацией

Рассмотрим в обобщенном виде один из возможных вариантов АНК с цифровым вычислителем, типичный для современного магистрального самолета гражданской авиации. Структурная схема такого обобщенного АНК (рис. 20) имеет в своем составе:

§ современные автономные и неавтономные датчики навигационной информации (ДНИ);

§ центральный навигационный вычислитель (ЦНВ) на базе БЦВМ (иногда с блоком сменной внешней памяти — СЗУ);

§ устройства управления, индикации и сигнализации (УУИС).

Аппаратура датчиков навигационной информации (как автономных, так и радиотехнических систем), как правило, дублирована и даже троирована, что необходимо для обеспечения высокой надежности комплекса.

Характерным типом нового датчика навигационной информации являются инерциальные навигационные системы (ИНС) и курсовертикали (KB). Первые из них заменяют одновременно устройства измерения курса (компасы), путевой и вертикальной скоростей (ДИСС и вариометр), углов крена и тангажа (центральную гировертикаль); вторые заменяют все датчики угловых параметров (компасы и вертикали).

Инерциальная навигационная система(гироинерциальная система — ГИС) состоит обычно из двух — трех независимых инерциальных датчиков. Каждый из датчиков представляет собой горизонтально стабилизированную инерциальную платформу, автоматически ориентирующуюся одной из своих осей по истинному меридиану места, а другой — по параллели. Укрепленные на платформе акселерометры измеряют составляющие ускорений самолета по этим осям, что после первого интегрирования позволяет найти составляющие путевой скорости, а после второго — приращения координат самолета в направлениях меридиана и параллели.

Таким образом, ИНС в сочетании с навигационным вычислителем в принципе может обеспечить решение навигационной задачи в полном объеме. Однако недостаточное техническое совершенство инерциальных элементов пока требует комплексирования ИНС с датчиками других принципов действия — автономными и неавтономными радионавигационными средствами.

Система курсовертикалей(СКВ), составляемая также из двух — трех независимых гироблоков, устанавливается на самолете при отсутствии инерциальной системы. Каждый гироблок является датчиком трех углов — курса, крена и тангажа. При этом гироплатформа может либо ориентироваться определенным образом относительно меридиана, либо быть «свободной в азимуте». Последнее означает, что нулевая ось горизонтальной гироплатформы при начальной выставке ориентируется произвольно (обычно по оси самолета на стоянке) и в полете ее направление не корректируется. Такая курсовертикаль непосредственно выдает гироскопический курс, т. е. курс относительно нулевой оси платформы. Снятый с выхода платформы гироскопический курс γ_Г преобразуется в необходимые для счисления и индикации виды курса — истинный γ_И, ортодромический (условный или так называемый гирополукомпасный) относительно опорного меридиана γ_ГПК гиромагнитный γ_ГП — при помощи дополнительных устройств СКВ (например, блока преобразования курса БПК) или даже в центральном вычислителе комплекса.

Преобразование в БПК гироскопического курса в ортодромический достигается непрерывным вводом интегральной поправки компенсирующей вращение Земли, а привязка полученного ортодромического курса к определенному опорному меридиану (получение условного курса) — путем начальной выставки. Начальная выставка курса производится при помощи специальных внешних или бортовых устройств (магнитного, астрономического датчиков, оптического пеленгатора, бортового или переносного гирокомпаса). В состав СКВ в качестве корректирующего датчика курса входит также индукционный магнитный чувствительный элемент. Информация о текущих крене и тангаже используется в различных системах как навигационного, так и пилотажного комплексов.

Работой трех курсовертикалей управляют с общего пульта системы, на котором должны быть органы выбора режима работы (подготовка KB, выставка, ГПК, МК), ручной задатчик начального курса, рукоятки и шкалы для ввода широты и азимутальных поправок (схождение меридианов, магнитное склонение), а также сигнальные лампы исправности каждой КВ. Однако возможны АНК с раздельным управлением курсовертикалями, имеющими свои индивидуальные пульты.

Остальные датчики навигационной информации (ДИСС, СВС, БРЛС, РСБН, РДНС, астроориентатор) играют ту же роль, что и в АНК с аналоговыми вычислителями.

Центральный навигационный вычислитель, построенный на базе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), является основным вычислительным и логическим устройством комплекса. Он работает по заранее заданным постоянным алгоритмам, т. е. как специализированная ЦВМ.

БЦВМ решает следующие основные задачи:

§ запоминает (хранит) исходные данные для конкретного полета: координаты φ_П и λ_П всех пунктов маршрута и наземных средств коррекции φ_СК и λ_СК, координаты φ_АЭР и λ_АЭР аэродромов и параметры различных схем подхода и захода на посадку, константы, характеризующие условия предстоящего полета. Исходные данные могут вводиться в память с пульта управления либо с помощью сменного запоминающего устройства (комплекта предварительно изготовленных для данного маршрута перфорированных или магнитных карт);

§ программирует полет, т. е. автоматически рассчитывает по исходным данным и запоминает параметры ЛЗП в основной системе координат АНК (вычисленные по φ_Пi и λ_Пi значения длин S_i и путевых углов β_Зi участков ЛЗП), и рассчитывает по φ_СКi и λ_СКi радиомаяков (радиолокационных ориентиров) их ортодромические координаты Z_CKt и S_CKi относительно соответствующих участков ЛЗП;

§ счисляет текущие координаты самолета в основной системе координат АНК (например, в ЧО-системе);

§ пересчитывает (преобразует) счисленные ЧО-координаты Z и S в ЧО-координаты Z' и S' относительно очередного участка ЛЗП, необходимые для автоматического перехода к счислению в системе координат этого участка, начиная с момента начала разворота перед ППМ;

§ оптимизирует (корректирует) счисленные координаты самолета по данным независимых методов определения (по информации от РСБН, РДНС, БРЛС и других ДНИ);

§ пересчитывает текущие ЧО-координаты МС (после оптимизации) в текущие географические координаты φ и λ, используемые для индикации, а также для обеспечения работы систем комплекса (например, при образовании поправки, учитывающей вращение Земли, для БПК СКВ);

§ пересчитывает текущие φ и λ в прямоугольные координаты x и y самолета на картографических кадрах проекционного индикатора навигационной обстановки (ПИНО) или на кадрах планшета с движущейся рулонной картой с определением номера кадра, в котором находится в данный момент место самолета,

§ решает ряд эпизодических задач:

а) определяет координаты наблюдаемого на экране БРЛС радиолокационного ориентира;

б) рассчитывает прибытие в ППМ (КПМ) в заданное время (по расписанию);

в) обеспечивает вертикальный маневр с заданными параметрами — выход на заданную высоту в определенную точку программного маршрута;

г) рассчитывает располагаемое время и дальность полета при фактическом запасе топлива на заданной высоте полета;

д) оперативно изменяет программу полета (например, при полете на запасный аэродром или при обходе грозы);

§ непрерывно вычисляет параметры ветра, используемые при отказах доплеровского измерителя для счисления по данным системы воздушных сигналов (по V_И);

§ вырабатывает сигналы управления самолетом (через пилотажный комплекс) в горизонтальной и вертикальной плоскости (обычно навигационный вычислитель выдает в пилотажный комплекс текущие значения Z и Ż — W_Z и отклонения от заданной высоты полета ΔН);

§ вырабатывает данные для системы сигнализации, привлекающей внимание экипажа к тому или иному элементу навигационной обстановки в процессе полета;

§ автоматически контролирует исправность систем вычислителя, систем ДНИ, входящих в АНК, и комплекса в целом с выдачей сигналов «Исправность ЦНВ» и «Готовность АНК».

Устройства управления, индикации и сигнализации (УУИС) АНК с БЦВМ состоят из устройства управления комплекса в целом и устройств управления его отдельными системами (датчики информации).

В УУИС комплекса входят: пульт управления и индикации (ПУИ), два многофункциональных плановых навигационных прибора (ПНП), проекционный индикатор навигационной обстановки (ПИНО) и табло навигационной сигнализации (ТНС).

Системы-датчики, входящие в АНК, имеют: пульты управления, индикаторы некоторых навигационных параметров (барометрические высоты H₇₆₀ и H_ОТН, воздушная скорость V, курсовой угол ψ_ОР и дальность D_H до радиолокационного ориентира, гиперболические координаты самолета τ₁ и τ₂), сигнализаторы состояния (работоспособности и действующего режима) данной системы. При этом основные навигационные параметры и сигналы выдаются, как правило, не на индикаторах систем - датчиков, а на обобщенных многофункциональных приборах комплекса (например, на приборе ПНП) и на табло навигационной сигнализации (ТНС).

Коротко остановимся на УУИС комплекса.

Рис. 21. Пульт управления и индикации типового цифрового навигационного вычислителя

Пульт управления и индикации типового АНК(рис. 21) имеет на лицевой панели все органы управления комплексом, с помощью которых организуются подготовка и выполнение навигационной программы полета. Пульт принципиально должен иметь:

§ панель режимов пульта (имеет переключатель и две сигнальные лампы «Индикация» и «Ввод») обеспечивает выбор соответствующего режима. В режиме «Ввод» вводятся необходимые исходные данные; в режиме «Индикация» обеспечивается индикация текущих навигационных данных и результатов решения навигационных задач;

§ панель индикации навигационных данных, которая состоит из двух семиразрядных и одного двухразрядного цифровых и знаковых индикаторов. Два семиразрядных индикатора обеспечивают выдачу по вызову оператора (штурмана, пилота) одиннадцати пар различных навигационных параметров, определяемых положением «селектора индикации и ввода».

Первый из семи разрядов используется для указания различных знаков («+», «—», «С», «Ю», «В», «3»), остальные — для числовых значений индицируемого параметра (углов, расстояний, скоростей, времени, номеров). Двухразрядный индикатор «Пункт» служит для указания, независимо от режима пульта, номера выходного (концевого) ППМ пролетаемого ортодромического участка ЛЗП. Сигнальная лампа «Подлет» загорается за 2—3 мин до подхода к этому ППМ. Каждый разряд всех индикаторов представляет собой миниатюрную матрицу, состоящую из семи (или более) светодиодных сегментов, возбуждая которые в различных комбинациях слабыми постоянными токами, можно получить яркие изображения цифр или букв (знаков);

§ панель наборного поля чисел, включающая 10 числовых (от 0 до 9) и две коммутирующие кнопки «Ввод» и «Сброс», служит для составления различных числовых значений навигационных величин и ввода их в память БЦВМ;

§ селектор индикации и ввода параметром, имеющий 11 положений, в каждом из которых на семиразрядных индикаторах индицируются соответствующие пары числовых параметров, являющихся либо решением навигационной задачи, либо значениями вводимых в БЦВМ данных, необходимых для решения задач;

§ панель селекторов средств коррекции «СК» и решаемых задач «Задачи», содержащая два пятипозиционнык переключателя и исполнительные кнопки с сигнальными лампами «Корр.» и «Реш.», служит для выдачи в БЦВМ команд на выполнение коррекций МС с помощью определенных средств (РСБН, РСДН, БРЛС или вручную) или команд на решение одной из частных задач (расшифровка радиолокационной метки на экране БРЛС φ_СК, λ_СК — «Расш»., оценка точности ΔT выполнения расписания полета — «Расп.», подготовка вертикального маневра с заданными параметрами Н_З, S_З — «ВМ», оценка располагаемого штилевого пути S_Т и времени полета t_T при фактическом запасе топлива — «Топл.»);

§ панель способов задания действующих на текущем участке ЛЗП ППМ «Пункт», средства коррекции «СК» и аэродрома «Аэр.»: из программы, ранее введенной в память БЦВМ, или «оперативно» — вводом данных вручную через пульт;

§ панель включения и подготовки АНК к работе, содержащая шестипозиционный переключатель «Подг. АНК» с рабочими положениями «Контр. НВ», «Ввод прогр.», «Контр. прогр.», «Контр. АНК», «Работа» и сигнальные лампы готовности вычислителя и комплекса в целом.

В положении «Контр. НВ» обеспечивается автоматический самоконтроль вычислителя по внутренним алгоритмам, т. е. определяется его готовность к принятию программы и к дальнейшей работе. При установке селектора в положение «Ввод прогр.» через ПУИ вся программа маршрута вводится в память ЦНВ.

Для проверки правильности введенной программы при установке переключателя в положение «Контр. прогр.» производится автоматический розыгрыш полета с эталонными значениями путевой скорости угла сноса и с учетом курсов, равных ЗПУ каждого участка. Этот розыгрыш может проводиться и в ускоренном темпе (с увеличенной до 10 раз путевой скоростью), что экономит время подготовки к полету. Режим «Контр. АНК» обеспечивает быструю предстартовую проверку работы всех систем, входящих в АНК, и связей между ними.

При установке переключателя в положение «Работа» начинается счисление координат самолета по данным датчиков навигационной информации.

Плановый навигационный прибор ПНП (рис. 22) является типичным обобщенным (многофункциональным) индикатором, применяющимся во многих АНК. На ПНП с помощью указателей различных типов (подвижной азимутальной шкалы, стрелок, цифровых счетчиков, световых и механических сигнализаторов) отображается информация о параметрах, характеризующих движение самолета в горизонтальной плоскости (в плане).

Рис. 22. Плановый навигационный прибор

Воображаемая вертикальная линия, проходящая через центр прибора с неподвижным силуэтом самолета, имитирует продольную ось самолета. На этой же линии находится нуль шкалы углов сноса и неподвижный индекс 5 для отсчета текущего курса по вращающейся азимутальной шкале 2.

Центральная часть прибора с разрезной крестообразной стрелкой 7 и смещающейся параллельно ей планкой 12, шкалой боковых отклонений в виде ряда точек и двумя подсвечиваемыми треугольными сигнализаторами 10 может быть развернута относительно азимутальной шкалы на любой угол (автоматически или с помощью рукоятки), чем имитируется положение заданной линии пути на местности. Вид ЛЗП в зависимости от режима управления самолетом задается:

а) из памяти НВ — как ЧО-участок программного маршрута с соответствующим ППМ и программным ЗПУ; в этом случае смещение планки указывает счисленную величину и знак бокового отклонения самолета от ЛЗП;

б) с пульта селектора азимута аппаратуры РСБН (например, КУРС-МП) — как линия равного пеленга самолета относительно радиомаяка РСБН при полете на или от него; планка указывает угловое отклонение АЛ от заданного азимута самолета (А_C или А_CM); положение радиомаяка относительно самолета (впереди, сзади), при этом указывается подсвечиванием соответствующего треугольного сигнализатора.

в) из посадочной части аппаратуры РСБН — как ось зоны курсового радиомаяка системы посадки (СП-50, ILS); планка указывает угловое отклонение ε_К самолета от оси зоны курса.

Во всех этих случаях соответствующее направление ЛЗП (программный ЗПУ, заданный азимут маяка или самолета, направление посадки) индицируется на счетчике 8 ЗПУ, связанном со стрелкой 7.

Для задания только направления полета ЗПУ (в отличие от жестко связанной с землей ЛЗП) используется индекс 9 «ЗК», перемещающийся по окружности азимутальной шкалы от ручки «ЗК» или дистанционно с пульта пилотажного комплекса. Другой счетчик 4 «Д» указывает дальность D_H до наземного ответчика дальномерной системы, обычно совмещенного с азимутальным радиомаяком РСБН. В нерабочем положении цифровой счетчик «перечеркнут» бленкером.

По азимутальной шкале с помощью двух специальных стрелок (3 и 11) также отсчитываются направления на две радиостанции (по данным двух АРК и курсовой информации) или на два радиомаяка системы РСБН. В случае использования АРК пеленг радиостанции А_Р измеряется без методических ошибок и имеет наименование, одинаковое с курсом, подаваемым на ПНП. При работе по радиомаякам РСБН (типа VOR) показаниям стрелок свойственны методические ошибки из-за неучета при расчете КУР схождения меридианов (и изменения магнитного склонения) между местами самолета и радиомаяка (аналогично ошибкам индикации на РМИ).

Угол сноса, измеряемый ДИСС, отсчитывается по специальной шкале против подвижного индекса 6.

Навигационные приборы типа ПНП в современных навигационно-пилотажных комплексах дополняются командными приборами КПП, на которых экипажу выдается командная (директорная) информация о требуемом пилотажном режиме — кренах и тангажах, обеспечивающих оптимальную реализацию решений.

Проекционный индикатор навигационной обстановки ПИНО (рис. 23) предназначен, прежде всего, для наглядного представления текущего МС и вектора путевой скорости на фоне изображения местности в целях непрерывной оценки их положения относительно ЛЗП. Кроме того, на экране ПИНО, имеющем диаметр до 200 мм, могут индицироваться в зависимости от необходимости: данные о других трассах, воздушные коридоры и зоны с особым режимом полетов, действующие радионавигационные и связные средства, сведения о погоде в районе полета, крупномасштабные схемы маневров в районах аэропортов и различные справочные данные (в виде таблиц, схем, текстов инструкций и т. п.). Такая большая информационная способность ПИНО обеспечивается благодаря наличию в его конструкции не менее двух систем проектирования изображений на один экран и гибкой системе управления содержанием и движением этих изображений при помощи команд БЦВМ.

Носителями информации в ПИНО является фотопленка с кадрами картографического и справочного материала и знаковая электроннолучевая трубка, содержащая в памяти набор необходимых цифр, букв, символов и геометрических фигур. Известны ПИНО, построенные только на оптическом принципе получения изображения, только на электроннолучевом принципе и на их сочетании. Информации на экране совмещаются при помощи оптической системы, обеспечивающей также повороты изображения в соответствии с изменениями направления полета.

Рис. 23. Проекционный индикатор навигационной обстановки:

1 — кнопки-лампы включения режима работы; 2 — ручное вращение карты; 3 — совмещенный оптико-электронный экран; 4 — вращающаяся азимутальная шкала (γ. β); 5 — ручка поступательного перемещения карты; 6 — сигнализатор отключения карты; 7 — указатель кадра карты; 8 — переключатель ориентации изображения; 9 — переключатель вида информации «карта-справка»; 10 — указатель кадра справки; 11 — выбор кадров справки; 12— указатель ФПУ; 13 — маркер места самолета; 14 — регулятор яркости изображения; 15 — кнопка смещения маркера; 16 — кнопки выбора масштаба карты

Изображение местности (карты) на экране может быть ориентировано либо по географическому меридиану (север вверху экрана), либо по направлению ЛФП (вид с самолета на землю). Текущее МС изображается неподвижным индексом в центре экрана, но для увеличения обзора вперед этот индекс может смещаться к его нижней части.

Масштаб изображения местности по маршруту обычно равен 1 : 2 000 000, а в районах аэродромов — 1 : 500 000. Оптическая система прибора позволяет с тех же кадров получить изображения и в масштабах 1 :4 000 000 и 1 : 1 000 000, что расширяет районы обозреваемой местности соответственно при полете по маршруту и в районе аэропорта.

Фактическая линия пути индицируется направлением радиуса-вектора, проведенного из МС (центра экрана) под углом β = γ + α к меридиану. Длина вектора может быть размечена точками, соответствующими одной, двум и т. д. минутам полета в соответствии с фактической путевой скоростью. Таким образом, на экране появляются прогностические места самолета.

С помощью ПИНО возможен также ввод в память БЦВМ заданного маршрута путем последовательных совмещений всех ППМ с центром экрана (при ручном управлении изображением). Однако недостаточная точность такого способа подготовки маршрута не позволяет применять его как основной при полетах по трассам ограниченной ширины (±5 или ±9 км).

Табло навигационной сигнализации АНК состоит из большого числа ячеек, которые по содержанию можно разделить на характерные группы:

§ сигнализаторы, подтверждающие нормальную работу систем АНК, в том числе указывающие действующие режимы аппаратуры; они включаются автоматически и горят непрерывно или загораются кратковременно при ручном включении режимов контроля какой-либо системы или АНК в целом;

§ сигнализаторы автоматического решения различных логических задач по определению: приближения к ППМ (сигнал «Подход»); входа в зону действия радиомаяка («Зона РМ»); необходимости коррекции счислимого места («Корректируйся»); входа в допустимую зону вертикального маневра («Готов ВМ»); начала фактического разворота перед ППМ («Разворот») и т. д.;

§ сигнализаторы отказов аппаратуры, загорающиеся автоматически по данным устройств встроенного контроля систем или БЦВМ и позволяющие определить частично или полностью отказавший датчик информации (например, «Нет резерва ДИСС» и «Отказ ДИСС»).

Конкретная форма сигнализаторов (обычные лампы, лампы с надписями, мигающие лампы), а также их размещение решаются по общему плану компоновки кабины экипажа в тесной связи с системой сигнализации пилотажного комплекса. При этом в АНК обычно предусматривается сигнализация способа навигационного управления самолетом: от навигационного вычислителя, непосредственно от радионавигационных средств, от курсового гироскопа или вручную.

Общие принципы построения комплексных навигационных систем

Сочетание в комплексной навигационной системе автономных и неавтономных навигационных средств дает возможность значительно повысить точность измерения координат места самолета путем взаимной коррекции и компенсации погрешностей измерения. В ряде случаев такое комбинирование средств приводит к уменьшению габаритных размеров, сложности и стоимости аппаратуры.

В комплексных системах может решаться проблема оптимальной комбинации двух или более измерений одного навигационного элемента (путевой скорости, места самолета) различными средствами. В простейшем виде это — проблема комбинации нескольких измерений фиксированной величины.

Рассмотрим серию измерений некоторой конкретной величины х х₁, х₂, х₃,..., х_n, каждое из которых произведено одним и тем же прибором с одинаковой точностью. В теории ошибок доказывается, что лучшая оценка величины х может быть выполнена по математическому ожиданию (среднему значению):

Если известно, что среднеквадратическая ошибка единичного измерения равна σ, то ошибка среднего значения уменьшается в раз.

Задача усложняется, когда необходимо скомбинировать два ряда измерений, выполненных совершенно различными методами. Для этого необходимо знать ошибки измерений каждого ряда Если одна серия измерений дает результирующее значение λ с ошибкой σ₁, а вторая серия значение х₂ с ошибкой σ₂, то лучшее значение х будет:

,

а средняя квадратическая ошибка этого значения определяете выражением:

Так как статистические характеристики серии измерений определяют их значимость, то знание этих характеристик необходимо, если должна быть произведена комбинация из двух серий измерений. В практике самолетовождения проблема усложняется еще и тем, что любая навигационная величина х не является постоянной, а представляет собой функцию времени x(t).

Рассмотрим случай, когда имеется два ряда измерений такой величины. Эти два ряда измерений являются функциями времени х₁(t), х₂(t) и сопровождаются ошибками σ₁(t), σ₂(t). Общую задачу комбинирования двух рядов измерений с использованием линейных систем можно иллюстрировать схемой (Рис. 24). На этой схеме W₁(p) и W₂(p) являются передаточными функциями, отображающими линейные преобразования, которые нужно применить к х₁ и х₂.

Лапласовское преобразование величины [x(t)] определяется выражением

х(р) + E(p) = W₁p [x(p) + E₁(p)] + W₂(p) [x(p) + E₂(p)].

Требование, чтобы σ исчезало, когда σ₁ и σ₂ равны нулю, приводит к ограничению

1 = W₁(p) + W₂(p),

так что

E(p) = E₂(p) + W₁(p) [E₁(p) - E₂(p)].

Нужно выбрать такое значение W₁, чтобы свести к минимуму σ₁(t) и, следовательно, сделать [x(t)] наилучшим значением x(t). Эта проблема в теории автоматики известна как проблема выделения оптимального значения сигнала в присутствии шумов.

Эта проблема решена Винером в его работе по теории шумов. Посредством фильтра W(p) (Рис. 25), оптимальное значение сигнала должно определяться из измерения сигнала S(t) плюс шум n(t). Лапласовское преобразование ошибки e(t) определяется выражением

Е(р) = S(p) - W(p) [S(p) + N(p)].

К этому уравнению также применимо решение Винера. Решение опять зависит от статистических характеристик S(t) и n(t) (или σ₁(t) и σ₂(t) —в нашей задаче). В последнем случае дополнительно требуется знать спектральную плотность или автокорреляционную функцию.

Типы комплексных и комбинированных навигационных систем

Системы навигации, сочетающие различные по своей физической природе источники информации о курсе, скорости и месте самолета, могут быть комплексными и комбинированными.

Комплексной системой навигации будем называть такую, в которой система счисления места самолета объединена с системой коррекции.

В комбинированных системах достигается лишь улучшение точности счисления места самолета, но не обеспечивается его коррекция.

Из различных сочетаний навигационных устройств можно получить целый ряд вариантов комплексных и комбинированных систем. Здесь рассматриваются лишь некоторые из них, а именно те, которые, исходя из конкретных задач по навигации, могут применяться или возможны для использования на современных и перспективных летательных аппаратах.

Комплексная система, сочетающая АНК с неавтономными радионавигационными устройствами

Рассмотрим комбинацию автономного источника навигационной информации (например, АНК или гироинерциальную систему навигации) и неавтономную радиотехническую систему навигации (например, дальномерную).

Автономные источники навигационной информации, основанные на счислении пути, содержат ошибку, которая является либо постоянной (ошибка установки начальных данных), либо медленно изменяющейся функцией времени (ошибка из-за неучета ветра). Неавтономные радиотехнические устройства как датчики координат имеют сравнительно высокую точность измерения, но несут в своих сигналах определенный, часто весьма большой уровень шумов-помех. При совместной работе этих систем задача состоит в подавлении высокочастотной помехи и выделении с высокой точностью полезного сигнала неавтономного датчика с одновременным отсечением постоянной и низкочастотной составляющих в сигнале автономного датчика.

Для решения этой задачи в комбинированных системах могут быть применены как простейшие, корректирующие линейные и нелинейные фильтры, представляющие собой разновидность следящих систем, так и сложные корректоры с логическими цепями.

Рассмотрим схему с простейшими линейными фильтрами в виде одноинтегральной следящей системы с двумя входами и одним выходом (Рис. 26).

На вход 1 поступает сигнал координаты Z с высокочастотной помехой f; на вход 2 — сигнал координаты Z в сумме с медленно изменяющейся или постоянной ошибкой α.