RU7755U1 - Пилотажно-навигационный комплекс - Google Patents

Abstract

Пилотажно-навигационный комплекс, включающий приемную часть спутниковой навигационной системы (СНС), бесплатформенную инерциальную систему (БИНС), систему высотно-скоростных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), метеорологическую радиолокационную станцию (РЛС), корреляционно-навигационную систему (КЭНС), соединенные мультиплексным каналом информационного обмена (МКИО) с центральным процессором, базу данных, блок управления, последовательно соединенный с формирователем изображения и индикатором на лобовом стекле, а также с дисплеем, системой автоматического управления (САУ), отличающийся тем, что в него введены блок распознавания конфигураций (БРК) летательного аппарата (ЛА), блок распознавания режимов полета (БРРП), анализатор состояния аппаратуры (АСА) ЛА, блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС), вычислитель принятия решений о предотвращении аварийных ситуаций (АС) (ВПРП), причем блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС) соединен первым, вторым, третьим, четвертым, пятым входами с выходами анализатора состояний аппаратуры (АСА), блока распознавания состояния конфигурации ЛА (БРСК), блок распознавания режима полета (БРРП), устройством сопряжения информации (УСИ), базой знаний (БЗ), а первый его выход соединен с вычислителем принятия решений (ВПР), второй выход соединен с блоком управления, первый вход вычислителя принятия решений (ВПР) соединен с УСИ, второй вход связан с БЗ, третий вход - с базой данных (БД), блок распознавания конфигураций (БРК) первым входом связан с УСИ, а вторым - с выходом САУ, входы БРРП, БРАС и БД связаны с УСИ, а выход БЗ связан с первым входом вычислителя комплексной обработки информац�

Description

Пилотажно-навигационный комплекс

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к бортовому оборудовани О (БО) летательных аппаратов и предназначается для установки на гражданские самолёты.

Известен навигационный комплекс 1 со счислением пути и беспоисковой экстремальной коррекцией по геофизическому полю. С целью повышения надёжности в комплексе заложены функциональная избыточность и контроль работоспособности подсистем. Счисление координат может производиться в режимах: инерциальном, инерциальнодоплеровском, курсо-доплеровском и курсо-воздушном (аэрометрическом). В любом случае производится определение компонентов скорости в выбранной главной системе координат и их счисление. Точное счисление координат производится алгоритмом экстремальной коррекции, алгоритмом корреляционно-экстремальной навигационной системы (КЭНС) и обычное счисление (входные величины X ,У г) являются резервными. Компоненты скорости, выдаваемые грубой навигационной системой, поступают в

МКИ G-05 D 1/00

систему (алгоритм) экстремальной коррекции,куда подаётся также сигнал датчика поля и сигналы цифровой карты поля. Алгоритм КЭНС реализован в БЦВМ, цифровая карта хранится во внешней памяти и переписывается в долговременную оперативную пам5ггь по мере необходимости, фиг.А.

Для осуществления высокоточного оценивания курса в КЭНС, кроме компонент скорости подаётся сигнал курса от курсовой системы.

В навигационном комплексе координаты ЛА определяются путём прямого их вычисления при помощи геометрических соотнощений, когда исходной информацией являются параметры систем навигации, и путём непрерывного вычисления линии движения- траектории. Траектория полёта вычисляется по данным о векторе скорости и координатах начальной точки движения с помощью бортовой цифровой вьшислительной мащины (БЦВМ), по показаниям, получаемым от навигационных датчиков. БЦВМ в этом случае рещает две группы задач: первые - геометрические задачи вычисления текущих координат ЛА по сигналам навигационных датчиков, вторые - это задачи статистической фильтрации погрещностей датчиков, для чего необходимо располагать моделями погрешностей навигационных датчиков с учётом их конкретного устройства.

Однако в данном комплексе отсутствует анализ состояния объекта управления с целью обнаружения нарущений в оборудовании и оперативного предотвращения развития данных нарущений до срабатывания аварийных систем защиты. Отсутствует анализ событий на объекте управления с целью оперативного выявлени 1 первопричин аварийных ситуаций. Отсутствует формирование рекомендаций экипажу для предотвращения аварийных ситуаций.

Известна система APALS 2, прецизионная система захода на посадку и посадки, взятая за прототип, обеспечивающая посадку самолёта при плохой видимости. Это автономная навигационная система, которая использует бортовое оборудование для определения местоположения ЛА и измерения высоты относительно ориентиров, над которыми летит самолёт. Основные измерения производят самолётным метеорадиолокатором, который определяет дальность и скорость изменения дальности, по которым корректируется навигационная система. Система использует карту

местности, заложенную в память, и сравнивает ее с картами, которые строит РЛС с синтезированной аппертурой, фиг.Б.

Система предназначена для выполнения посадки ЛА по категории III на аэродромы, не оборудованные радиотехническими системами посадки.

С помощью APALS строится радиолокационное изображение местности с высоким разрешением, которое не выводится на инщикатор, но используется для обнаружения препятствий на ВПП до посадки.

Навигация осуществляется путём сравнения карт РЛС с синтезированной аппертурой, с картами местности в памяти вычислителя, имеющими ориентиры с точными координатами, сравнивая последовательные изображения вдоль траектории захода на посадку. Кроме того, система APALS в своём составе имеет датчики инерциальной навигационной системы (ИНС), и системы высотно-скоростных сигналов (СВС). Центральный вычислитель соединён с базой данных, генератором символов и индикатором на лобовом стекле.

Принцип работы системы APALS - радиолокационное пилотирование по аналогии с визуальным пилотированием. В условиях видимости лётчик визуально ориентируется по знакомым признакам на земле, по которым проверяет правильность курса самолёта. Аналогично, система APALS использует метеорадиолокатор для тех же целей в условиях плохой видимости. Она видит ориентиры на земле и распознаёт их путём сравнения с данными в памяти.

Система APALS получает ориентир во внещнем пространстве и прогнозирует, когда и где возникает следующая распознаваемая картина. Затем она ищет эту картину и подстраивается по ней. Наконец, она производит коррекцию путём сравнения реальной картины и своих прогнозов. По этой коррекции она прогнозирует местонахождение следующей картины и т.д. Система APALS использует небольщие карты от РЛС с синтезированной аппертурой в конце развёртки, и поэтому они получаются под азимутальными (наклонными) углами примерно в 45°, что даёт необходимый доплеровский градиент практически при любой дальности.

Реальная картина имеет размеры примерно 160 х 160 м с разрешением 4 X 4 м, если соотнести доплеровское разрешение с реальным пространственным разрешением на земле.

Такое разрешение достигается путём изменения формы сигнала метеолокатора и расширения его полосы для повышения разрешения по дальности и путём задержки на ориентире на 1/4 секунды для обеспечения достаточного доплеровского разрешения и заострения луча на перекрёстной дальности.

Когда с помощью РЛС получено изображение, оно сравнивается с данными в памяти. Координаты этих данных точно известны относительно задаваемой точки приземления. Когда эти данные сравнены с полученным изображением и определена точка соответствия, известны дальность и скорость изменения дальности до этой точки.

Данные о дальности и скорости её изменения из каждого измерения закладываются в навигационноый фильтр Калмана. Таким образом производится оптимальная оценка состояния ЛА. Состояние ЛА есть его положение относительно точки приземления, скорость и высота в локальных координатах.

Коррекция системы производится с помошью бортового приёмника спутниковой навигационной системы (СНС). Для полученш карты желаемого участка на земле достаточно точности около 100 м. Когда начинаются измерения с помошью РЛС, за счёт калмановской фильтрации ошибка системы быстро уменьшается. При приближении самолёта к ВПП угол места РЛС уменьшается и точность по вертикали начинает ухудшаться. Далее используется радиолокационный канал высотомера и на последних 30м высоты основным источником данных становится радиолокационный высотомер.

Система APALS даёт навигационную информацию о ЛА на индикатор на лобовом стекле. Индикатор даёт изображение ВПП, совпадающее с её видом из кабины пилота, а также другие символы - вектор траектории полёта, горизонт, угол тангажа. Изображение ВПП даётся в виде простой рамки со средней линией и обозначением точки приземления. Лётчик

управляет ЛА за счёт оценки относительного положения вектора скорости на траектории полёта и ВПП.

Однако данная система не обеспечивает лётчика информацией в критических ситуациях по выводу из неё, не даёт комплексного анализа событий в полёте. Пилоты ЛА сталкиваются с трудными задачами, требующими мгновенной реакции и принятия решений при переработке информации, выходящей за пределы человеческих возможностей. Эти задачи в режимах ручного управления. Ряд задач передан автоматическим системам, осуществляющим автоматическое самолётовождение на отдельных этапах покоя. Однако их системы контроля не в состоянии предупредить экипаж о появлении непредусмотренных ситуаций. Влияние таких систем носит локальный характер особенно в сложных метеоусловиях при возникновении внештатных ситуаций в работе бортового оборудования (БО), ситуаций, связанных с пропаданием сигналов датчиков и повторного включения, ложного срабатывания, ограниченных возможностями человека, когда происходит резкое повышение сложности решаемых задач. Эти системы оказываются в состоянии слабой интеллектуальности принимаемых решений и как следствие, низкая степень доверш к ним экипажа. Комплексное решение по выходу из ситуаций и доведение этого решения до лётчика системами со встроенным контролем не представляется возможным.

Задачей разработки полезной модели является создание пилотажнонавигационного комплекса (ПНК), обеспечиваюшего параллельную оценку работоспособности БО, своевременного информирования экипажа о возникших отклонениях в нормальной работе БО и условий полёта и выработки вариантов предупреждения опасных аварийньгх ситуаций (АС).

ПНК в нормальных условиях наблюдает за состоянием летательного аппарата (ЛА). При возникновении АС система принимает меры по устранению аварии, информируя пилота о своих действиях и предоставляя ему право окончательного решения или включения системыу ртоматического управления (САУ).

Данный ПНК обладает качествами выявлять, локализовать и предотврашать в ручном и автоматическом режимах развитие нарушений и аварийных ситуаций, оперативно выявлять первопричины возмущений исходных событий, повлекших за собой цепь событий. ПНК позволяет оценивать правильность реакции САУ на текущую ситуацию, предотвращать неправильные действия экипажа, предсказывать эффективные воздействия.

Поставленная задача рещается тем, что в ПНК, включающий приёмную часть спутниковой навигационной системы (СПС), бесплатформенную инерциальную навигационную систему (БИПС), систему высотноскоростных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), метеорологическую радиолокационнуюстанцию(РЛС),корреляционно-экстремальную

навигационную систему (КЭПС), соединённые мультиплексным каналом информационного обмена (МКИО) с центральным процессором, базу данных, блок управления, последовательно связанный с формирователем изображения и индикатором на лобовом стекле, а также с дисплеем, системой автоматического управления (САУ), в него введены блок распознавания конфигураций (БРК) ЛА, блок распознавания режимов полёта (БРРП), анализатор состояния аппаратуры (АСА) ЛА, блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС), вычислитель принятия рещений о предотвращении аварийных ситуаций (АС) (ВПРП), причём блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС) соединён первым, вторым, третьим, четвёртым, П51тым входом с выходами анализатора состояний аппаратуры (АСА), блока распознавания состояния конфигурации ЛА(БРСК), блока распознавания режима полёта (БРРП), устройством сопряжения информации (УСИ), базы знаний (БЗ), первый выход его соединён с вычислителем принятия рещений (ВПР), второй выход соединён с блоком управления, первый вход вычислителя прин51тия рещений ВПР соединён с УСИ, второй вход связан с БЗ, третий вход - с выходом базы данных (БД), выход БД соединён с формирователем изображений, блок распознавания конфигураций БРК первым входом связан с УСИ, а вторым - с выходом САУ, входы БРРП, БРАС и БД связаны с УСИ, а выход БЗ связан с первым входом вычислителя комплексной обработки информации (КОИ), второй его вход соединён с МКИО, а первый выход св51зан с УСИ, второй - с выходной линией УСИ, входы вычислителей параметров СПСБИПС-РВ, вычислителя СВС, вьгчислителя параметров РЛС соединены с МКИО, а выходы - с выходной линией УСИ, второй выход вычислителя

параметров РЛС связан с первым входом вычислителя корреляционноэкстремальной навигационной системы (КЭНС), второй его вход связан с вычислителем цифровой карты, а выход связан с выходной линией УСИ.

Создание такого комплекса обеспечивает следующие техникоэкономические покакзатели.

Использование экспертной системы (ЭС) в таком комплексе позволяет обеспечить информацией экипаж и уменьшить риск катастроф. По своему назначению ЭС в нормальных условиях остаётся пассивной и наблюдает за состоянием ЛА, работой БО и экипажа. При возникновении нештатных и аварийных ситуаций ЭС информирует экипаж о появившихся отклонениях от заданного режима полёта и предпосылках возникновения аварийной ситуации (АС). Если экипаж предпринимает правильные действия (в соответствии с РЛЭ или в направлении предотвращения развития нежелательной ситуации), система не вмешивается в управление и лишь выдаёт на экран дисплея рекомендации и подсказки экипажу. В случае отсутствия реакции экипажа на ситуацию или наличии неправильных действий, которые приводят к катастрофическим последствиям, ЭС формирует необходимые корректирующие и управляющие сигналы в САУ.

Для пояснения сущности разработки ПНК на фиг.1 изображена принципиальная схема ПНК, на фиг.2 - радиолокационная картина отображения пролетаемой местности, на фиг.З - модель фильтра, выполненного на основе техники экспертных систем.

На фиг.1 изображены:

1- космическая часть спутниковой навигационной системы (СНС);

2- бортовая часть СНС;

3- бесплатформенная инерциальная навигациальная система (БИНС);

4- система высотно-скоростных сигналов (СВС);

5- радиовысотомер (РВ);

6- метеорологическая радиолокационная станция (РЛС);

7- мультиплексный канал информационного обмена (МКИО);

8- центральный процессор;

9- устройство сопряжения информации (УСИ);

11- вычислитель параметров СНС-БИНС-РВ;

12- вычислитель параметров СВС;

13- вычислитель параметров РЛС;

14- вычислитель параметров корреляционно-экстремальной навигационной системы (КЭНС);

15- вычислитель цифровой карты;

16- экспертная система (ЭС);

17- блок распознавания конфигурации Л А (БРК);

18- блок распознавания режимов полёта (БРРП);

19- анализатор состояния аппаратуры;

20- блок распознавания аварийной ситуации (БРАС);

21- вычислитель принятия решений(ВПР);

22- база знаний (БЗ);

23- база данных (БД);

24- система управления и индикации (СУЙ);

25- блок управления;

26- формирователь изображений - генератор символов;

27- индикатор на лобовом стекле;

28- система автоматического управленш (САУ);

29- дисплей системы отображения информации (СОИ). Приёмная часть СНС-2, БИНС-3, СВС-4, РВ-5, РЛС-6 соединены с

МКИО-7 и далее с центральным процессором-8. Блок управления -25 последовательно связан с формирователем изображения -26, индикатором на лобовом стекле-27, а также с дисплеем -29, САУ -28. Блок распознавания конфигураций (БРК)-17, блок распознавания режимов полёта БРРП-18, анализатор состоянш (АСА)-19, блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС)-20, вычислитель принятия решений о предотвращении аварийных ситуаций (АС)-(ВПРП)-21, БЗ-22 и БД-23 образуют ЭС-16. БРАС-20 соединён первым, вторым, третьим, четвёртым, пятым входом с выходами АСА-19, блока распознавания состояния БРСК-17, блока БРРП-18, устройством сопряжения информации (УСИ)-9, БЗ-22. Первый выход УСИ9 соединён с вычислителем принятия решений ВПР-21, второй выход соединён с блоком управления-25; первый вход ВПР-21 соединён с УСИ-9,

второй вход связан с БЗ-22, третий вход - с БД-23. Блок распознавания конфигураций БРК-17 первым входом связан с УСИ-9, а вторым с выходом САУ-28. Входы БРРП-18, БРАС-19 и БД-23 связаны с УСИ-9, а выход БЗ22 связан с первым входом вычислителя КОИ-10, второй его вход соединён с МКИО-7, а первый выход связан с УСИ-9, второй -с выходной линией УСИ-9. Входы вычислителя параметров СНС-БИНС-РВ-11, вычислителя СВС-12, вычислителя параметров РЛС-13 соединены с МКИО-7, а выходы - с выходной линией УСИ-9, второй выход вычислителя параметров РЛС-13 связан с первым входом вычислителя параметров КЭНС-14, второй его вход связан с вычислителем цифровой карты-15, а выход связан с выходной линией УСИ-9.

Система работает следующим образом.

В нормальном полёте система обеспечивает автоматический контроль состояния БО ДА при возникновении неисправностей или отклонений условий полёта (например, метеорологических) система способствует восстановлению работоспособности БО и выходу из создавшейся аварийной обстановки. Система выявляет и анализирует отклонения в работе подсистемы ЛА-экипаж, влияющих на безопасность полётов. В системе используется автоматизированный метод идентификации особых ситуаций на стадии их начального развития, вмешательство в парирование которых может предотвратить авиационное происшествие. Система выдаёт рекомендации по действиям экипажу для предотвращения неблагоприятного развития особой ситуации, которая может закончиться авиационным происшествием.

Обработка информации в БО ЛА характеризуется большими объёмами циркулируюших разнотипных данных, активной динамикой их поступления, наличием неточных знаний и необходимостью принимать по ним оперативные решения.

В навигационной функции ПНК используются входные данные выборки от РЛС-6-, СНС-2, БИНС-3, СВС-4, РВ-5 для оптимальной оценки вектора состояния ЛА относительно определяемой точки на земной поверхности. Вектор состояния определяется путём сравнения изображений, полученных от РЛС-6 с данными от цифровой карты 15.

в состав аппаратуры ПНК входит центральный процессор -8, процессор ЭС -16, система управления и индикации 24, включающая индикатор на лобовом стекле -27, дисплей -29отображения информации, САУ -28.

Прив51зка шкапы времени к системной шкале СНС осуществляется в МКИО -7 8, т.е. принимаемый от спутника СНС -1 сигнал сравнивается с сигналом местного эталона частоты времени. Вблок -7 входят опорный генератор, устройство синхронизации и привязки, счётчик текушего времени, устройство формирования сигналов синхронизации, отметок и кодов текущего времени, выходное устройство сопряжения.

Информация, вводимая через блок -7, имеет временную привязку на уровне каждого вводимого слова - параметр времени, базирующийся на таймере интерфейса. Таймер фиксирует моменты приёма информации, начальное значение параметра - нуль. Информация о системном времени вычислительной системы на момент обработки информации поступает с СНС-2 - параметр астрономического времени вьщачи пачки информации СНС и параметр временной задержки выдачи пакета относительного времени выдачи координат. Точность привязки по времени обуславливается разрещающей способностью таймера, расположенного в адаптере ввода.

Согласование и синхронизация совмещения по времени параметров во входном потоке производится линейной экстраполяцией:

biO-bpO)

bi(j) bp (j) +( t -tp)

t-tp где j l,....n, п-количество параметров во входном потоке,

biCJ)- текущее значение j-ro параметра, Ьр())-предьщущее значение j-ro параметра, t- текущее время, соответствующее j-параметру, tp - значение времени в предыдущий момент, t-значение времени, в которое должно произойти совмещение информации.

МКИО-7 предназначен для преобразования последовательных кодов в коды ЭВМ и обратного преобразования, и также преобразования в цифровую форму сигналов датчиков бортовых систем. МКИО-7 включет модуль обмена для сопряжения с линией передачи информации, выполняет

адресованные ему команды, производит управление работой всех модулей канала.

Ввод информации от датчиков бортовых систем осуществляется с помощью адаптера, находящегося на входе МКИО. Последующий интерфейсный модуль обеспечивает ввод в полном объёме одновременно информационные потоки по ГОСТУ-18977-79 (ARIN 429). Установленный в адаптере таймер даёт возможность выполнять временную привязку каждого вводимого слова, что позволяет определять циклограмму выдачи информации каждой системой отдельно и всего комплекса в целом.

Информация датчиков бортовых систем посредством адаптера вводится в буфер ввода каждой ЭВМ- каждого процессора. В буфере ввода каждое слово содержится целиком в совокупности с информацией о времени поступления этого слова на вход адаптера. Выборка обрабатываемых параметров из буфера ввода и их первичная обработка осуществл51ется в соответствии с выбранным составом указанных типов параметров. Затем подключается соответствующая процедура в программе обработки, т.е. первый параметр в блоке является кадровой меткой соответствующего блока параметров.

Центральный процессор-8 представляет совокупность процессоров, объединённых в общий коллектив программно-коммутируемой системной магистралью, которая выполняет функции системы связи. Все процессоры подключены к системной магистрали параллельно. В состав процессоров входит вычислительный модуль (ВМ), в качестве которого применяется микро-ЭВМ с общей магистралью, модуль загрузки (МЗ) и модуль системного интерфейса (СИ). Система обеспечивает режим вычислительной системы, когда за счёт системных операций Обобщённый условный переход и Обобщённый безусловный переход обеспечиваетя параллельная работа всех процессоров при рещении одной опорной задачи, представленной параллельным алгоритмом.

СИ содержит блок коммутации, блок системных операций, блок связи ВМ и блок управления. Блок коммутации, реализующий переменную матрицу смежности, обеспечивает необходимые коммутации с соседними процессорами. Блок системных операций предназначается для реализации

системных операций, к которым относятся настройка, обмен, обобщённые условный и безусловный переходы. Блок связан с ВМ, обеспечивает электрическое и логическое сопряжение с вычислительным модулем, входящим в состав процессора. Блок управления организует взаимодействие между отдельными элементами СИ. Отдельные функциональные блоки модуля СИ реализуются в виде регистровых структур, каждая из которых соответствует определённой системной операции. Такая структура СИ обеспечивает максимальную скорость обмена информацией между процессорами - от регистра процессора источника информации одновременно ко всему множеству регистров процессоров приёмников информации.

Коммутатор обеспечивает коммутацию информационных и управляющих линий. Информационные линии используются для передачи системной информации - управляющих слов , адресов команд безусловного перехода, обменной информации. По управляющим линиям одновременно с системной информацией посылаются сигналы сопровождения, указывающие на тип передаваемой информации. Дещифратор адреса устройства обеспечивает селекцию информации, предназначенной именно для данного процессора и поступающей по системному каналу, дещифратор регистра выбор блока регистра, которому предназначается поступивщая информация.

Системный канал (магистраль) - представляет собой набор проводников и предназначен для объединения в коллектив отдельных процессоров (микро-ЭВМ), каждой из которых присваивается свой номер (адрес). Это двунаправленные линии данных, предназначенные для приёма передачи как двоичной информации (данных), так и кодов выборки процессоров. Состояние модуля СИ и системного канала определяется уровнями сигналов на линии синхронизация, условный переход, конец взаимодействия .

Для одновременной регенерации памяти всех процессоров вводится линия регенерация, на которую подаются тактовые сигналы, формируемые одним из процессоров системы.

Во избежание конфликтных ситуаций при выходе на системный канал одновременно нескольких активных процессоров в составе канала имеется

линия распределитель, последовательно соединяющая триггеры блоков захвата канала (БЗК) и всех процессоров в кольцевой регистр. В этом регистре постоянно циркулирует единица, и занять канал может тот активный процессор, в триггере которого в данный момент эта единица записана. Запрещения движения единицы в кольцевом регистре осуществляется с помощью запрещающего сигнала, подаваемого на линию запрет. Физический номер записывается в разрядах адресного слова, передаваемого по системному каналу при обращении к данному процессору. Адрес сопровождается специальным сигналом, поступающим по каналу в регистр настройки.

ПНК оптимален с точки зрения максимального объёма полётной информации, максимальной точности и надёжности её получения и включает спутниковую навигационную систему(СНС-2) и инерциальную навигационную систему (БИНС-3). Интеграция этих двух систем достаточна для обеспечения марщрутной навигации некатегорированного захода на посадку. Дл51 проведения категорированных посадок СНС-2 должна работать в дифференциальном режиме. Однако, получаемая при этом точность недостаточна для соверщения посадок по 2 и 3 категориям IKAO. Причиной является прежде всего превыщение допустимых ощибок определения высоты. С целью снятия этого ограничения в состав комплекса включён радиовысотомер (РВ-5) малых высот, и его показания для достижения требуемой точности определения высоты. Учитывая, что РВ определяет истиную высоту до земной поверхности, а БИНС-3 и СНС-2 работают до референц-эллипсоидс, при комплексной обработке информации используется КЭНС-14 и вычислитель 15 карты рельефа местности вдоль продолжения оси ВПП. Использование СВС-4 позволяет существенно сократить зону, охватываемую картой. Достоверность обработки данных повыщается за счёт комбинирования данных и использования множества датчиков. Увеличение числа систем наблюдения приводит к образованию избыточных или дополнительных данных. Первые образуются, когда датчики работают с перекрытием (разные масщтабы и диапазоны), а вторые - когда однотипные измеряемые параметры расходятся. Обработка избыточных данных ведёт к повыщению точности

оценки параметров, а дополнительных - обеспечивает большую чувствительность и настороженность системы в отношении обнаружения отказов датчиков. Слияние информации датчиков до оценки состояния системы приводит к необходимости использования операции ассоциации данных, чтобы процессор мог определить комбинированный сигнал. Результаты слияния подаются на каждый датчик как сигнал обратной связи для их корректировки (регулировка порога чувсвительности, коэффициента усиления и др.) в целях оптимизации комплекса (фиг.З). При этом разрешается неоднозначность данных, а точность оценки системы в условиях помех для трёх выборок Nj + N2 + N3 имеет вид: А ( +

N2/ax22 +N3/ax32 }-у

Процесс фильтрации после предварительной обработки данных реализуется с помощью ассоциативных фильтров., блок-10. Механизм ассоциации решает задачу слияния информации датчиков, связанную с вычислениями, приводящими к неоднозначным результатам. Процесс ассоциации является механизмом формирования и обновления фильтрованных и нефильтрованных параметров состояний, получаемых от каждого датчика.

Входные значения в ЭС-16 представляют собой неоднозначные оценки параметров в условиях шумов, поэтому определить действительные значения параметров позволяет ассоциативный фильтр вероятностных величин 4 . В данном блоке 10 для получения действительных значений вычисляемых параметров в условиях шумов и неопределённостей-разрывов информации по времени используются ассоциативные фильтры БарШалома. Для этого блок -22 - база знаний ЭС-16 соединён с вычислителем КОИ-10. Указанные фильтры позволяют получать гарантированные оценки параметров при вычислении минимаксных оценок (риска), когда в БЗ-22 заданы значения гарантированных оценок событий и гипотез ai и а.2.

В описании ассоциативного фильтра Бар-Шалома приняты следующие обозначения

вектор состояния (1)

вектор измерения Z Н X + Vj,(2)

где Fk - фундаментальная матрица, Н - матрица измерений, W, V независимые гауссовские шумы с нулевым средним. Алгоритм вектора состояния при измерениях .i+WkVk(3)

kA-iH kS - весовая матрица измерений(4)

Vk ZPk,iVk,i(5)

P P{X k,i ,l....mk, - условное распределение при оценке

риска по Байесу.

Р k,i f k(Z k,i)b k + S fk(Z k,:) ,l....mk(6)

f k(Z k,i) (1-ai) Л ( 2 k,i ,Z k/K-i ,Sk )(7)

Плотность распределения при определении риска:

P(XklZk)r| (Xk,XkA-i,PkA-i)(8)

b k mk(ai+a2-aia2)(l-ai)(l-a2)Vk -i(9)

Ковариационная матрица P k/k

P k/k P k,oP k/k -i+(l-P k,o) P kA +Wk Z p k,iVk,.i kMIO)

- модернизируемая матрица при вычислении данных в рекуррентной форме.

Весовая матрица

Sk HkPkA-iH +Rk(11)

mk - число наблюдаемых величин по времени k,

а.- вероятность ошибочного отбрасывания гипотезы (ошибка 1-го рода), 0-2- вероятность ошибочного принятия гипотезы (ошибка П-го рода).

Изменение коэффициета усиления (по обратной связи) производится с использованием экспертных правил.

По этому методу с использованием байесовского подхода объединяются все показания соседей (датчиков), находяшихся в ситуации с

предсказываемым событием. В оптимальном варианте этого метода используются текущие наблюдения, а также их история путём просмотра процесса в обратном порядке от настоящего к исходному времени. Логика принятия рещений строится на методе максимального правдоподобия, когда рещение принимается после формирования нескольких пробных процессов (файлов) путём выбора наиболее правдоподобного. Логика принятия рещений использует вероятностное тестирование гипотез.

Метод максимального правдоподобия рассчитан на высокое быстродействие датчиков и учитывает условные вероятности работоспособности датчиков и дискриминантные значения признаков с учётом ожидаемой вероятности правильного распознавания.

При слиянии информации в процессе учитываются значения коэффициента доверия к датчику; когда параметры датчика не отвечают требованиям надёжного описания, то классификация производится с использованием статических или динамических параметров.

ЭС-16 позволяет разрещать неодноднозначности, которые возникают при оценке работы нескольких датчиков, работающих в условиях помех, с использованием ассоциации данных и их классификации.

В вычислителях 10, 11, 12, 13 определяются действительные значения параметров движения ЛА и параметры состояния всего БО.

Если X - значения одного из параметров какой-либо оцениваемой характеристики ЛА и ДХ - погрещность системы или характеристики ЛА, то Хдейств - действительное значение соответствующего параметра определяется

Хдейств Х - ЛХ

Повыщение точности формирования действительных значений пилотажно-навигационного оборудования достигается использованием оптимальной комплексной обработки информации (КОИ) с реализацией фильтра Бар-Шалома в вычислителе-10, т.е. формирование действительных значений навигационных и пилотажных параметров ЛА (координаты местоположения, составляющие скорости, высоты, курса, путевого угла и др.) осуществляется путём исключения из соответствующих сигналов систем их погрещностей, полученных с помощью фильтра при использовании в качестве избыточной информации данных СНС, БИНС, СВС, РВ, РЛС. В

режиме динамического сглаживания оценок осуществляется контроль и восстановление сбоев информации, их синхронизация.

Ядром комплекса является бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС) -3, выходом которого являются географические координаты, высота, проекции скорости ЛА относительно Земли и углы ориентации ЛА относительно географического трёхгранника. Алгоритмы комплексной обработки информации, реализованные на основе блока -10 вычислителя КОИ оптимального фильтра позволяет оценивать ошибки БИНС -3 по измеренным разностям показаний БИНС-3 и СНС -2. Основу алгоритмов комплекса составляют уравнения ошибок БИНС-3, представленные в осях географического трёхгранника, которые в скалярноматричной форме имеют вид:

где Х1,Х2,Хз - погрешности БИНС-3 в определении координат; Х4,Х5)Хб производные погрешностей ; а,Р,б - угловые погрешности ориентации измерительного трёхграннника относительно вычисленного ; погрешности акселерометров и гироскопов, приведённые к осям географического базиса, OQ- частота Шулера (1,25x10 с ,Q проекции вектора абсолютной угловой скорости географического трёхгранника и их производные. Погрешности определения акселерометрами составляющих ускоренш ANx у, z и составляющие

дрейфа гироскопов Дсох, Асоу, Aco представляются в виде проекций на связанные оси следующим образом:

+Йх2 + NxHx3+ NyHx4 +

ДЫу(Лу1 + Нх|ДуЗ+ Ny|Iy4 + NzHy5(14)

+Цг2 + Nx|az3+ NyHz4 + NzHz5

где лу (,y,z; ,2) - постоянные и переменные составляющие смещения нуля акселерометров; |Лхз,Цу4 йг5 Г1огрещности масщтабных коэффициентов акселерометров; |Дх4) Дх5) йуЗ z3 Mz4 -погрещности из-за неортогональности осей чувствительности акселерометров;

+Ux2+Ux3+ NxUx4 + NyUx5+ NzUx6 + +Uy2bUy3+ NxUy4 + NyUy5+ NzUy6 + +firiUy8 +Пг;иу9 (15) +Uz2+U23+ NxUz4 + NyUz5+ NzUz6 + где Uij(,y,z, ,...9) постоянные, температурные и переменные скорости дрейфа гироскопов, удельные скорости дрейфа из-за дисбаланса гироскопов, погрещности масщтабных коэффициентов датчиков моментов гироскопов, дрейфы из-за неортогональности осей чувствительности гироскопов.

Объединение уравнений (12-15) даёт математическую модель уравнения ощибок БИНС-3 в форме

X FX+GW(16)

где Х-вектор состояния системы; F- переходная матрица состояния системы; W-вектор щумов системы; G-матрица щумов системы.

В качестве основного корректора БИНС-3 используется СНС-2. Вследствие относительной малости коэффициентов временной корреляции погрещностей СНС-2 в измерении местоположения по сравнению с периодом Шулера , погрещности СНС-2 принимаются белым щумом с заданной интенсивностью.

Формирование измерений осуществляется путём сравнения координат местоположения и составляющих вектора скорости, полученных по данным БИНС-3 и СНС-2. Полученные разностные параметры зависят от ощибок БИНС-3 и СНС-2 и представляют собой уравнения измерения ощибок, которые записываются в векторно-матричной форме:

Z HX+V(17)

где Z-вектор измерения, Н-матрица измерений, V-вектор шумов измерений.

-100000VI

0-10000V2

00-10001УЗ

000-100Х+V4(18)

0000-10V5

00000-1V6

Сигнал измерения в виде разности сигналов БИНС -3 и корректора-2 подаются на вход оптимального фильтра вычислителя КОИ-10, на выходе которого получаются оптимальные оценки ошибок X. На основе полученных оценок корректируются выходные параметры БИНС-3 X, ф, h, V, V, V,|/, и, Y и ошибки измерительных элементов (акселерометров и гироскопов).

Точность определения высоты с использованием СНС -2 примерно в 2 раза ниже точности определения горизонтальных координат (или криволинейных с,ф). Ввод в приёмник СНС-2 точной информации о высоте, от РВ-5 или СВС-4 повышает точность определения горизонтальных координат ЛА. Условия выполнения посадки в части требований к точности определения высоты сушественно жёстче требований к точности определения горизонтальных координат.

Модель комплекса высотомер (РВ-5)-вертикальный канал БИНС-3 с использованием скоростной информации от СНС-2, ПНК включает где 5V(k), 6h(k)- ошибки вертикальной (20) скорости и высоты полёта

погрешности вертикального канала, 5а(К)-сдвиг нуля вертикального акселерометра, Z(k)-BeKTOp измерений, Wj(k) , V (k)-cocтaвляющиe шумы системы и шумы измерений.

Вычислитель -11 определения декартовых координат и скорости позволяет производить преобразование геодезических координат (В-широта, L-долгота, Н-высота для ЛА) в декартовы координаты X,Y,Z севернуюV si , восточную УС и вертикальную Vy составляюшие скорости ЛА в проекции скорости в декартовой системе координат V ,Vy ,V- .

Координаты точки М, вознесённой над эллипсоидом на высоту Н, будут равны:

Х() со8ф cosX

Y() со8ф (21)

(1-е2)+Н sinX

где 2,-разность между астрономической и геодезической широтой и вычисляется по формуле:

(22)

л/1-е2 51пф

а-большая полуось эллипсоида Земли, е-эксцентриситет эллипса.

В вычислителе -11 определения посадочных характеристик ЛА используется правая декартовая земная система координат, начало которой связано с ближним торцом ВПП. Ось ОХ расположена вдоль оси ВПП в направлении посадки, ось ОУд вертикальна плоскости местной горизонтали, а ось О7д образует правую тройку.

Земная скорость ЛА определяется согласно формуле:

Vk VvTTvTTv (23)

Путевая скорость определяется как

Vn V Vx2 + 2(24)

Угол наклона траектории вычисляется по формуле:

e arctg(Vy / V)(25)

Путевой угол вычисляется по формуле:

В вычислителе-12 высотно-скоростных параметров - аэродинамических поправок давления при определении скорости ЛА V реализован скоростной метод на основе информации от БИНС-3 о путевой скорости, проекциях путевой скорости на координатные оси X, Z, путевом угле и о текущих значеншгх воздушной и приборной скоростит от СВС-4. Кроме того, необходимы значения барометрической высоты Нбар, температуры Т° наружного воздуха, угол атаки(местный и истиный) а, углы крена у и тангажа и.

Погрешность скорости определяется по формуле:

5V, У„р -Л У+5Уеж(27)

где Vfip -приборная скорость, среднее значение на режиме (км/час).

А- относительная плотность воздуха ,3793 (Рн/Тн)(28)

бУсж-поправка скорости на сжимаемость

Р„,ТН- давление и температура воздушной среды.

Истинная воздушная скорость V определяется:

1

.V (V,i - V,2)2+(V,, - V,2)2(29)

2cos(Av|//2)

где Д |/-неточность выдерживания курса.

х1 ) ) У22-проекции путевой скорости на координатные оси.

СНС-1 включает в себя 18-24 навигационных спутников, которые располагаются таким образом на своих орбитах, что в каждый момент времени в любой точке Земли наблюдается не менее 4-х спутников. Приём сигнала от п-го навигационного спутника позволяет определить на ЛА необходимые параметры. Благодаря тому, что спутник по каналу связи сообщает постоянные параметры своей орбиты, на Л А вычисляются его координаты X, ф, Н и скорости Xg, Ygn, Zsn, и по принимаемому сигналу

определяется дальность Dn(t) между ЛА и спутником и Dn(t) её изменения.

При измерении навигационных параметров Dn(t) и Dn(t) со спутника передаётся высокочастотный сигнал, модулированный по фазе с помощью временной функции, форма которой заранее известна и на спутнике и на ЛА. Обычно это последовательность прямоугольных импульсов положительной и отрицательной полярности- псевдощумовая последовательность. Принятый высокочастотный сигнал демодулируется и после этого псевдошумовая последовательность и псевдошумовой сигнал такой же формы, вырабатываемый в приёмном устройстве, привязываются к обшему времени с помошью самолётных эталонов частоты. По временному сдвигу между этим сигналом и сигналом со спутника определяется время

прохождения радиоволн со спутника к ЛА и расстояние Dn(t) между ними.

Скорость WN(t) Dn(t) изменения дальности определяется либо по скорости слежения генерируемого на борту псевдошумового сигнала за принимаемым сигналом, либо по доплеровскому сдвигу принимаемого радиосигнала.

Уравнение навигационного параметра имеет вид:

D(X-Xc)2 +(Y-Yc)2+(Z-Zc)2 i/2+ADc где систематическая погрешность измерений, ЛТ-расхождение эталонов времени на Л А и спутника СНС-1, с-скорость распространения радиоволн.

Параметры орбиты спутника, которые с высокой точностью можно считать постоянными в течение 1-2 часа передаются со спутника с интервалом всем потребителям. По элементам орбиты и базовому времени вычисляются декартовы координаты Xj, YS, Zg спутника для любого наперёд заданного (текушего) момента времени. А уже по расстояниям минимум до трёх спутников, находяшихся в известных точках пространства определяется местоположение ЛА.

По значениям скорости изменения дальности до трёх спутников вычисляется вектор W земной скорости ЛА. Сигналы спутников излучаются в двух диапазонах частот для потребителей с санкционированным доступом (повышенная точность измерений) и доступным для любого потребителя. Для повышения точностных характеристик используется дифференциальный метод определения координат местоположения ЛА, суть которого заключается в выявлении и учёте в виде поправок сильнокоррелированных составл51ющих погрешностей навигационных параметров с помошью наземных контрольно-корректируюших станций (ККС). На ККС с помошью аппаратуры потребителя определяются координаты и сравниваются с данными геодезической привязки. Затем производится расчёт соответствуюших поправок, которые передаются по каналу

радиосвязи потребителям СНС заданного района, что позволяет им, вводя поправки, повысить точность навигационных определений.

При обзоре земной поверхности на борту ЛА формируется радиолокационная карта местности, над которой отображаются наземные объекты. БРЛС обладает свойством всепогодности и получает информацию о дальности до объекта и путевой скорости.

БРЛС бокового обзора позволяет получать гораздо более высокое разрешение, чем обычные БРЛС обзора земной поверхности в направлении полёта 11. В пределе двух полос, расположенных вдоль пути следования ЛА сзади от него, разрешающая способность таких БРЛС достигает единиц метров, перпендикулярно линии пути имеет порядок десятков метров.

С помощью БРЛС формируется искусственная-синтезированная антенна большой длины Оэ, за счёт чего существенно повышается угловая разрещающая способность.

Синтезированная антенна формируется в процессе поступательного движения ЛА вдоль линии пути. Элементы этой антенны как бы располагаются в точках, последовательно занимаемых ЛА в процессе его полёта. На борту Л А устанавливается неподвижная антенна диаметром D, лепесток которой направлен по перпендикуляру к продольной оси. Пока объект оказывается в пределах лепестка этой диаграммы, его облучают зондирующими импульсами, а отображаемые им сигналы запоминаются с помощью специализированных бортовых устройств. Затем эти сигналы антенны обрабатываются с учётом данных о скорости и направлении движения ЛА, что позволяет привести результаты наблюдений к виду, подобному тому, какой они имели бы при наблюдении с помощью линейной синфазной рещётки, вытянутой вдоль линии пути.

БРЛС состоит из передатчика, создающего зондирующие радиосигналы, приёмника, способного фиксировать зондирующий и отражённый сигналы, направленной антенны, хронометра, позволяющего точно измерять длительность временного интервала между моментом получения зондирующего импульса и моментом приёма отражённого сигнала, устройства отображения информации о дальности и угловых

координатах на экране ЭЛТ, хронизатора, антенного коммутатора, схема управления антенной, схемы отображения углового положения оси антенны.

Антенный коммутатор переключает антенны с передачи на приём. В течение интервалов времени, когда передатчик формирует радиоимпульсы, антенна подключается к передатчику. В течение остальных интервалов времени она подключена к приёмнику.

Хронизатор формирует последовательность импульсов для запуска передатчика и для управления работой других элементов схемы. Роль хронометра и устройства отображения данных выполняет ЭЛТ.

БРЛС-6 измеряет дальность и скорость изменения дальности до определённой точки на земле с высокой точностью.

Путём задержки на ориентире в течение 1/4 секунды параметры определяются с точностью 0,007 м/с. За счёт этой точности получается

малая ошибка навигационной системы в прямоугольной системе координат.

Производная дальности D имеет значение для определения вектора скорости, который используется для индикации на индикаторе на стекле 27. Для таких измерений строится карта с помощью метео-РЛС-6 с синтезированной аппертурой с высоким разрешением до 4 м. В системе используется метео-РЛС-6 когерентного типа, имеющая возможность накапливать данные на одной картине за 1/4 секунды, что позволяет заострять луч и формировать небольщую синтезированную карту в пределах отпечатка одного луча на земле. Метео-РЛС-6 имеет полосу пропускания до 40 Мгц для обеспечения указанного разрещения.

Датчики обзорно-сравнительных систем навигации, пеленгуя различные участки земной поверхности, дают на выходе потоки информации, которые представляют собой реализации случайных функций. КЭПС-14 основан на использовании корреляционных связей между реализациями случайных функций для определения навигационных параметров -координат местоположения с помощью отыскания экстремума корреляционной функции. Система используется для определения координат местонахождения путём сравнения карты местности (априорная информация заложена в систему памяти) с изображением пролетаемой местности.

Применение методов КЭНС определения местоположения и скорости ЛА основано на использовании информации в поле рельефа земной поверхности. Принцип действия метода КЭНС-14 заключается в совмещении профиля рельефа вдоль истиной линии пути, измеряемой БРЛС-6, с профилем рельефа, извлечённым из цифровой карты рельефа, хранимой в памяти вычислителя-15.

При реализации алгоритмов КЭНС основными требованиями, предъявляемыми по входным параметрам, являются требования точности измерений и частоте вьщачи и регистрации бортовой информации. Частота регистрации измерений должна обеспечивать расстояние между точками измерения высоты рельефа в интервале дискретизации цифровой карты 50м и составляет 4Гц.

В части использования цифровых карт рельефа местности к картографическому обеспечению предъявляются следующие требования:

-в районе полёта должны быть закартографированы коридоры вдоль линии пути. Ширина коридора определяется исходя из предположительной точности использования бортового навигационного оборудования;

-по подробности представления с учётом метода КЭНС с использованием информативного рельефа с перепадами высот нескольких десятков метров на один километр, цифровав карта рельефа должна иметь интервал дискретизации между отсчётом высоты рельефа порядка 1-3 м. По информативности интенсивность поля рельефа должна быть такой,чтобы обеспечивать соотнощение стр/ан 2-5 (ар - суммарное среднеквадратическое отклонение (СКО) определение высоты рельефа, включающая в себя погрещность картографирования и погрещности измерения высоты рельефа, QH - СКО погрещность определения высоты.

Рабочей информацией в системе являются изображения (кадры) поверхностного поля. Если f(x,y) наблюдаемое поле, OXY- горизонтальная прямоугольная система координат, вектор наблюдения представляется набором дискретных измеренных значений пoляZi(,2....q), фиг.2.

Если продольная ось XQ ЛА ориентирована по оси X и курсовая ощибка отсутствует, то

XD +(-Ni-l+i-N i/N )L,,YD+(M- i/N ),(31)

(a - наибольшее целое число, меньшее а),

где XD , YD - координаты той точки земной поверхности, куда направлена ось датчика поверхностного поля (метео-РЛС). Поскольку возможны отклонения лрх , АРу -оси датчика поля от вертикали, то координаты XD , YD могут отличаться от координат XQ , YQ ; 1 , Ц действительные расстояния (масштабы)между элементами изображения; NLxX(2M+l), Ly-размер изображения (кадра), в общем случае кадр несимметричен

+ 1; N (32)

(2M+l)

Ошибки измерения поля датчиком поля в i-точке: Л. +Л1 XD +(-N-l+i-N i/N )L,,YD+(M- i/N )(33)

Элементы изображения пронумерованы так, что первым считается верхний левый элемент.

Выражение для наблюдаемых значений поля при условии появления курсовой ошибки j вследствие того, что на борту ЛА курс никогда точно не известен:

XD +(-N-l+i-N i/N )L, cosv|y +(-M+ i/N )LySmH/, YD +(-N-l+i-N i/N }L sinv +(M- i/N )LyCosvi/ + + +(-N-l+i-N i/N )LX cosvi/ +(-M+ i/N )LySinM;, YD +(-N -l+i-N i/N ) LX sinvi/ +(M- i/N )LyCosv|y ;(,2...q) (34) Масштабы изображения LX , Ц постоянны во времени, но неизвестны на движушемся ДА.

При использовании изображений БРЛС местности и при осуществлении развёртки по горизонтальной дальности неизвестность масштабов объясняется неточным знанием высоты полёта.

Векторное обозначение для щумов )--- q

Принято, что матрица спектральных плотностей шумов диагональна:

ОSq

где Si Si Sq - значения спектральных плотностей ошибок

измерения поля в различных точках кадра на нулевой частоте.

Считается, что измерения равноточные (Si Si Sq SQ ), тогда

, I - единичная матрица размером qxq.

значения RQ ковариационной

Начальные оценивания:

RO

где , , c,Q - дисперсия начальных ошибок оценивания местоположения, скорости и курса движушего ЛА соответственно, , о дисперсии начальных относительных ошибок оценивания масштабов L,

Начальное значение обратной матрицы (симметричной) Zo равно: Zo L-2, а-2,0(38) О

Алгоритм оценивания, реализованный в блоке 14, имеет вид: z-h(x) (ЭЬ/Эх)т

S-ZA-ATZ(ah/5x)r S -HSh/)(39)

(dh/дхГ S,;i (ah/5x)-l/Sol Ckj I; CKJ I.(dh/dx) (dh/dx }

(36) матрицы ошибок

L2, а2

(37)

ХО

о-2уо

L2ya2po

df

ah

dx

ax

f(x,y) - рельеф земной поверхности,

X, координаты измерений БИНС.

В системе положения ЛА, определяемые с помощью инерциальной навигационной системы (ИНС), корректируется с учётом оценки ошибки определения этого положения алгоритмом системы, а затем становится входным сигналом для формирования команды управления положением ЛА на режимах следования рельефу местности. Скорость ЛА, углы крена и тангажа определяются с помощью БИНС-3. Сигнал радиовысотомера РВ-5 используется для определения мгновенного значения высоты относительно уровня земли. В системе лётчиком задаются параметры такие, как желаемая высота полёта над рельефом и степень точности управления при отслеживании заданной высоты. Процессор-14 вычисления управляющих сигналов режима следования рельефу местности непрерывно формирует команды управления движением в вертикальной и горизонтальной плоскостях с частотами 5 и 0,4 Гц. Вычислитель 15 - цифровой генератор карты формирует выходные сигналы управления индикацией изображения местности в плане.

Подсистемы связаны с линейной щиной общего пользования. Устройство управления передачей данных по щине распределяет данные и управляет доступом к щине по сигналам интерфейса и процессора щины. Подчинённые устройства являются пассивными и могут принимать и посылать данные только по командам устройств управления щиной; это память общего пользования с библиотечным принципом доступа и тестовый порт общей щины.

Процессор-8 щины обеспечивает сопряжение общей щины с процессором -15 цифровой карты, процессором генератора символов, формирователя изображений-26, процессором управления БД-15 данными, навигационным процессором системы 11-12, процессором следования рельефу местности-14. Как передаваемые, так и принимаемые сообщения

имеют буферную память в общей пам51ти с библиотечным принципом доступа.

Центральный процессор-8 соединён с модулем памяти с произвольной выборкой и с местной стираемой программируемой постоянной памятью посредством внешней местной шины.

Обработка информации БД-15 осуществляется извлечением данных из блока памяти БД-15 большой ёмкости, их воспроизведения, передачу данных в область памяти-15, предназначенной для запоминания карты местности и формирования выходного видеосигнала.

Модуль определения превышения и воспроизведения воссоздаёт цифровые данные о высоте рельефа и управляется процессором цифровой карты-15.

Обработка выходного сигнала заключается в синхронизации, хранении в памяти, оперировании с картами рельефа и формировании выходного видеосигнала для результирующей карты рельефа местности. Модуль памяти карты местности содержит память изображения и схему управления доступом к процессору, обновлению памяти и передачей данных и формирование выходного видеосигнала.

Данные, храняшиеся в памяти-15 карты рельефа местности, имеют прямую адресацию, и система способна обрабатывать несколько команд управления режимами индикации, включая выбор карты рельефа, центрирование/децентрирование/ карт, контурной линии, тени от солнечного света, изображение рельефа выше некоторой выставленной высоты, изображение превышений оттенками серого цвета, изображение удалённых участков местности, масштабы и видеорежимы.

В системе обеспечивается доступ к данным, храняшимся в памяти цифровой карты местности, других процессоров, сопряжённых с общей шиной. Алгоритм автономной навигации системы использует цифровую базу географических данных о квадратном участке местности с дискретом 100м. Этот квадратный массив сохраш1ет ту же ориентацию, что и карты местности, хранимые в соответствующих участках памяти, и вне зависимости от выбранного масщтаба карты сохраняется 100-метровый дискрет между элементами массива. Для обеспечения работы алгоритма

КЭНС по мере перемещения ЛА данные считываются строка за строкой и передаются процессору системы посредством общей щины и общей памяти с произвольной выборкой. Общий размер памяти БД-15 согласуется с дальностью обзора впередилежащей местности, требуемой для алгоритмов КЭНС.

Сетка массива карты ориентирована относительного географического севера и востока. Каждая точка массива представляет собой значение высоты рельефа относительно уровня моря. Географически расстояние между точками массива по каждой из осей равно 100м.

Для сопровождения БД о высотах рельефа местности в процессе вычисления траектории следования рельефа местности осуществляется контроль за движением ЛА. Поскольку БД ориентирована по отнощению к местной северной и восточной осям, траектория движения ЛА раскладывается на эти оси. Используя концепцию построения 2-х мерной виртуальной памяти, где ряды и колонки являются индивидуально адресуемыми, ряды и колонки данных по отдельности удаляются и добавляются при перемещении ЛА в направлении север-юг и восток-запад.

Таким образом алгоритм, заложенный в системе, контролирует траекторию движения ЛА и пройденное расстояние вдоль каждой оси. После пролёта каждых 100м самый дальний ряд (или колонка) позади ЛА удаляется и добавл51ется новый ряд (или колонка) впереди ЛА.

Картографические данные, относящиеся к ближайщему относительно ЛА участку местности, извлекаются из памяти в сжатом виде, преобразуются для передачи их в память цифровой карты местности. Памятью карты местности системы является участок памяти, из которого считывается полностью воспроизведённые географические данные о ближайщем участке местности, используемые для индикации карты. Эти данные о высоте рельефа считываются из памяти карты местности и транслируются в область памяти общего пользования системы. Затем процессор КЭНС-14 считывает эти данные из общей памяти и обновляет ими ряд или колонку своей виртуальной памяти локальной БД о превыщениях рельефа местности.

Описание комплекса бортового оборудования (БО) и отдельных систем приведено в источниках 3,6,7,8,11.

с помощью цепи блоков 2-6, 7, 8 программа-конвертор преобразует числовые данные о полёте во множество фактов предметной области. Сформированные таким образом факты поступают на вход ЭС-6. Обобщённое представление исходных данных содержит структуру с элементами гип аппаратуры, функциональный элемент, которые обозначают наименование системы и её конструктивно-функциональных элементов.

ЭС-16 позволяет сделать выбор нескольких цифровых программ на основе БД-23 и БЗ-22. ЭС-16 выполняет операцию символьной корреляции программы классификации тогда, когда результаты числовой секции снизятся до неприемлемых уровней достоверности (пропуски информации, отказы и т.д.).

Блок-18 распознавания режима полёта построен на основе рекурентного алгоритма рещенш системы неравенств - рещающее правило при опознавании образов по параметрам линейных координат и скоростей Н, L, Z,Vx, Vy, Vz, углов и угловых скоростей ъ, |У, у, со, соу, сох, линейных перегрузок Пх ,Пу ,11 , отклонения органов управления 5е,5э,5н и сектора газа 5руд и средств механизации бщ, бзакр получаемых от САУ-28.

ЭС-16 осуществляет обработку информации от датчиков 2-6 систем со встроенным контролем, органов управления с целью анализа работоспособности БО в процессе полёта, положение и изменение органов управления систем, текущего положения ЛА в пространстве и окружающей обстановке.

Непосредственное измерение с помощью специальных датчиков параметров положения приводного устройства или управляющих поверхностей несёт в себе возможность отказа самих этих датчиков. Вычислительные алгоритмы обнаружения отказов, способны распознать факт отказа либо измерительного датчика, либо экипажа системы управления, не обнаружеваемого непосредственным путём.

Блок распознавание состоянш конфигурации (БРСК)-17 ЛА предполагает наличие управления конфигурацией (реконфигурацией) системы управления. Под реконфигурацией понимается изменение структуры и параметров органов управления ЛА в соответствии с

программой полёта. Необходимость в реконфигурации обусловлена изменением штатного режима функционирования подсистем, переходом с режима на режим.

Управление конфигурацией ЛА предполагает рассмотрение подсистем в качестве объектов управления. Предусматривается возможность изменения

конфигурации при изменении штатных режимов. Для этого выбирается совокупность режимов полёта К(взлёт, набор высоты и т.д.) и для каждого

синтезируется оптимальная конфигурация системы. Управление конфигурацией таким образом сводится к реализации отображения

,(40)

где -конфигурация ЛА. При внезапных отказах, в системе блок в условиях ограниченного времени оценивает ситуацию и осушествляет соответствуюшую перестройку систем оптимальным образом, т.е. блок БРСК наделяется комплексом знаний о возможных ситуацш1х и умением делать правильные выводы о необходимых действиях по изменению конфигурации и последстви51х.

Б PC К-17, поддерживая конфигурацию Л А, должен решать такие задачи, как локализация отказов аппаратуры, анализ внешних и внутренних параметров системы, сопоставление характеристик полёта с его программными значениями, принятие решений на вынужденное изменение программы полёта, выбор конфигурации ЛА по программе полёта и по результатам анализа ситуаций.

Необходимость решения этих задач выдвигает требования включения в архитектуру БРСК-17 блока оценивания внешней и внутренней среды, интерпретатора ситуаций, планировшика конфигураций, базу моделей конфигураций ЛА. Функциональная роль интерпретатора заключается в интерпретации, поступаюшей от блоков оценивания внешней и внутренней среды (подсистем и датчиков) и подготовке сообшения экипажу, одновременно эта же информация передаётся планировшику, цель которого заключается в выборе оптимальной конфигурации системы в сложившейся обстановке.

Информация, поступаюшая на вход интерпретатора, рассматривается в виде текста Ацх, определяемого набором символов aj, а2,ап. Здесь

каждый символ соответствует определённому параметру а;, значение которого может меняться в зависимости от режимов работы подсистем. На выходе интерпретатора получается текст характеризующий полётную ситуацию. На основе информации, содержащейся в тексте планировщик вырабатывает команду на реконфигурацию системы. Используя идею и теорию ситуационного управления, планировщик ставит в соответствие входному тексту АВХ некоторую обобщённую ситуацию X, которой соответствует некоторая конфигурация vj/, информация о которой хранится в базе моделей конфигураций. X(tk){XUQUW}, где X, П, Wмножество параметров состояния соответственно ЛА, САУ и внещней среды.

Образ полётной ситуации в текущий момент времени интерпретатор представляет в виде:

kпm пп п

Ai(X)-A PJZ HAi(X) л P,Z piAi(n) л PJZ HAi(W) ,(41)

где цд| - функция принадлежности в смысле Заде, определяющая понятие из множества соответствующей переменной; Р-вектор предикатов размерности (k+m+n).

Ддя выполнения программы полёта образ полётной ситуации (41) должен определ51ть критерий из допустимой области планировщика , т.е.(X)- Dio (42)

DJQ на каждом щаге оценки образа полётной ситуации получается в виде

DJQ Di2DPn }(43)

В блоке анализатора состояния БО-19 организованы обнаружение и идентификация неисправностей. Используется поиск наилучщего варианта среди возможных правил для эфективного опознавания и обработки нештатных ситуаций. Важное значение имеет средства ЭС-16, позволяющее обнаружить ухудщение и потерю рабочих характеристик, поэтому система учитывает физическое и аналитическое резервирование.

Алгоритм диагностических рещений оценивает каждый признак

(фактор) Xi, hj, hj-число признаков описывающих j-систему, блоки

количественных проводится нормирование относительно нормальных значений, в результате для каждого получается числовая оценка. Затем вьиисляется сумма Sj по формуле:

1hj

Z 6iai(44)

где , если признак исследован, - в противном случае. Таким образом, учитываются все признаки, описывающие данную систему ( в ряде случаев некоторые Xi могут совпадать с Х на Sj для другой системы при 1 j Полученная интегральная характеристика Sj используется в продукционных

решающих правилах, где по величине Si получают окончательное заключение функции данной системы.

Используется также методика оценки для описания подсистем (блоки 18, 19) при которой каждый признак оценивается по отношению к норме следующим образом:

, если Х1 -верхняя граница нормы;

, если XJ-B диапазоне нормы;

, если Xi -нижняя граница нормы.

Для данных набора Xj. Х рассматриваются все возможные

комбинации aj а, для каждой из этих комбинаций принимается то

или иное экспертное решение. Во всех случаях окончательное рещающее правило имеет вид: если Р, то А, где Р-предикат, А-набор действий, которые выполняются, если набор Р-истина, причём предикат может быть любым логическим выражением.

Аварийная (критическая) ситуация АС характеризуется вектором признаков , Х2,Хп}(45)

Схема отнощения реляционной БЗ-22 БД характеристик критической ситуации(КС) следующая:

,P,KoR, Kr,K,,D, Kd ,(46)

здесь обозначены атрибуты: S- наименование классов КС, Р- возможные неблагоприятные последствия критических ситуаций, Ко-коэффициент опасности последствий, R-причины возникновения критических

ситуаций, Kf - коэффициент уверенности в причинах г (), Xпризнаки критических ситуаций, KX -коэффициенты информативности

признаков XJ для распознавания классов критических ситуаций Si

(....in), D- управляющие решения, К - коэффициенты уверенности в правильности решений d, V-управляющие воздействия.

Кортежи al,a2ад отношения R(A1Ад ) БД, содержашей

характеристики КС, представляют собой примеры конкретных реализаций КС, полученных из объективных описаний реальных КС, имевших место в полётных ситуациях, и из опыта экспертов.

Моделью представления знаний об управлении системами ЛА в критических ситуациях является продукционная модель. Правила распознавания КС в такой модели выглядят следующим образом .

Это класс (Si), если есть признак xlli с коэффициентом кх(х1И) и есть признак х2И с коэффициентом кх(х2И)

(47)

и есть признак xkqi с коэффициентом Kx(xkqi).

Здесь , xrji-значение признака хгеХ для прототипа j класса

KCi; ,....k; qi-количество эталонных признаков класса, соответствующих определённой причине. Каждая аксиома БЗ соответствует описанию эталона соответствующего класса КС.

В качестве критерия распознавания классов КС в управляющей системе используется степень близости распознаваемой ситуации, представленной вектором X к эталонным описаниям классов КС.

БЗ в системе организованы по принципу правило-цель, т.е. каждой цели, обусловленной возникновением АС и условиями полёта, соответствует набор возможных стратегий лётчика по устранению или локализации этих ситуаций.

Управляемые данными правила вида условия-действия активизируются изменениями в состоянии БЗ. Корректирующие действия определяются скрытыми целями, которые в обычной обстановке пассивны и активизируются, когда возникает одна или более аварий.

В ЭС в блоке БРАС-20 используется метод принятия решений, основанный на полноте БЗ ЭС, содержащей формализованный опьгг

специалистов, от чего зависит способность системы квалифицированно принимать решение. Поэтому процедура распознавания образов позволяет анализировать для этого хранящийся в БЗ опыг принятия решений специалистами.

Задача технической диагностики состоит в классификации объекта к одной из известных ситуаций (исправен ЛА, САУ или нет), что укладывается в рамки распознавания образов. Несмотря на неконечное многообразие конкретных проявлений критических ситуаций, существует конечное множество решений по управлению выводом сложной системы из КС, определяемое ограниченными ресурсами управляющей части системы. Это достигается путём разбиения множества возможных КС на классы,

каждому из которых соответствует определённое управляющее решение. КС характеризуются вектором признаков X.

Задача распознавания образов состоит в целесообразном разбиении какого-либо множества объектов на классы, причём в каждый класс входят объекты, близкие друг к другу с точки зрения определённого критерия. Если заданы два конечных множества А и В представителей соответственно первого и второго рода (образа), то для рещения задачи распознавания образов достаточно построить рещающее правило (на основе информации, заключённой в множествах А и В БЗ) согласно которому, всякий новый объект, подлежащий диагностике, будет отнесён либо к первому, либо ко второму образу.

Распознавание образов реализуется следуюшим образом. Если на какой-то стадии принятия решения при выборе из двух альтернативных гипотез оказалось, что решение принимается с небольшим запасом надёжности, то блок распознавания образов -20 находит в БД примеры аналогичных ситуаций с известными решениями, находит решаюшее правило, разделяющее ситуации, соответствующих первой гипотезе, и определяет для конкретной ситуации, подлежащей диагностике, какая гипотеза для неё реализуется. Т.е. в блоке БРАС-20 в алгоритмическом виде дано множество ...PL независимых свойств объекта, М-признаков, характеризуюших объект с различных сторон, множество Qm Qmi-Qmn возможных значений m признака; -множество возможных

СОСТОЯНИЙ объекта исследования, при этом состояние характеризуется вектором ai .

На основе знаний эксперта для каждого состояния из А идентифицируется наличие соответствующих свойств из множества Р и тем самым строится классификация множеств А U KI, такая что состояние относится к классу KI , если объект в этом состоянии обладает по мнению эксперта свойством PL и классу Ко -не обладает ни одним из рассмотренных свойств.

Процесс принятия решений в блоке ВПРП-21 основывается на вычислении статистических данных полученных результатов измерений и последующего принятия рещений путём анализа этих статистических данных - метод проверки гипотез. Способ принятия решения является формирование из полученных результатов измерений скользящего среднего и его последующее сравнение с установленным порогом.

Модуль вывода ЭС-16 обладает способностью функционировать в условиях недостатка информации. Модуль вывода способен продолжать рассуждения и со временем находит рещение даже при недостатке информации. Это решение может и не быть точным, однако система не останавливается из-за того, что отсутствует какая-либо часть входной информации.

Управляющий модуль-алгоритм определяет порядок применения правил, а также устанавливает, имеются ли ещё факты, которые могут бьггь изменены в случае продолжения консультации. Управляющий алгоритм выполняет функции сопоставления -образец правила сопоставляется с имеющимся фактом; выбора-если в конкретной ситуации могут бьггь применены несколько правил, то из них выбирается одно, наиболее подходящее по заданному критерию (разрещение конфликта); срабатывание -сам образец правила при сопоставлении совпал с какими-либо фактами из рабочей памяти, то правило срабатывает; действие-рабочая память подвергается изменению путём добавления в неё заключения сработавшего правила.

Интерпретатор продукций работает циклически. В каждом цикле он просматривает все правила, чтобы выявить среди них те, посылки которых

совпадают с известными на данный момент фактами из рабочей памяти БД23. Интерпретатор определяет также порядок применения правил. После выбора правило срабатывает, его заключение заносится в рабочую память и затем цикл повторяется сначала. В одном цикле может сработать только одно правило. Если несколько правил успешно сопоставлено с фактами, то интерпретатор производит выбор по определённому критерию единственного правила.

В ЭС-16 применён прямой вывод: по известным фактам отыскивается заключение, которое следует из этих фактов Если такое заключение удаётся найти, то оно заносится в рабочую память БД-23; это вывод, управляемый данными.

В каждом цикле продукции (правила) из БЗ просматриваются интерпретатором правил в определённом порядке, который устанавливается его управляющим компонентом. Если обнаруживается правило, посылка которого при сопоставлении совпала с некоторыми фактами из рабочей памяти (БД), то правило срабатывает и его заключение добавляется в рабочую память. Затем цикл повторяется. Цикл имеет четыре фазы: сопоставление, выбор (разрешение конфликтов), срабатывание и выполнения действия (изменение состояния рабочей памяти).

ЭС вьщаёт на дисплей -29 предупреждающую информацию при появлении отклонения от нормального режима полёта и вьщачу командных сигналов на СОИ-29 экипажу о необходимых действиях в АС (отсутствие резерва дублирующих систем, перенацеливание посадки и др.).

ЭС формирует и выдаёт в САУ -28 и БО управляющие и корректирующие сигналы при отсутствии реакции экипажа на АС (пожар, разгерметизация, экипаж не работоспособен).

ЭС выдаёт справочную информцию по запросу экипажа на дисплее СОИ-29.

Для вьщачи важной для управления информации на экране индикатора-дисплея-29 используется окно предупреждения и информационное окно с дублированием информации голосом, центральным сигнальным огнём.

Для обеспечения человеко-машинного интерфейса в системе на языке описания сценариев диалога, имеется диалоговый интерпретатор и генератор организации диалога, реализующие гибкую перенастройку диалога и управление процессами управления во всех режимах функционирования.

Формирователь изображения-26 предназначается для взаимодействия по мультиплексной линии передачи изображения и формирования сигналов изображения. Он состоит из модуля обмена, графического контроллера, модуля дисплейной памяти. Сигналы по мультиплексной шине передачи информации поступают на модуль обмена, который обеспечивает приём и преобразование её в информационный массив, оценивающий изображение, поступающее в графический контроллер. Графический контроллер по командам модуля обмена формирует цифровые сигналы, сигналы подсвета и другие сигналы управления. Графический контроллер предназначен для приёма информации от модуля обмена, расщифровки её цифровых сигналов управления изображением.

Обработка символов в генераторе-26 производится для наложения графиков и текстовых данных на изображение карты. Он контролирует то, чтобы текст был представлен в правильной ориентации относительно верха экрана. Символы представляются ориентированными к верху экрана по отношению к средствам распознавания. Они могут быть представлены и с различной ориентацией, при этом вращение символа будет иметь определённое смысловое значение.

Все символы формируются выбором из семи возможных цветов. Набор символов, используемых при индикации карты, включает планы полёта и планируемого задания. Навигационные ориентиры также определены в базе данных. Для улучщения распознаваемых направлений, характеризующих план полёта, предусмотрена возможность соединения прямыми линиями характерных навигационных ориентиров. С каждым характерным ориентиром связан текст объёмом до 4-х букв, а цвет символа и текст может задаваться независимо.

На индикаторе на стекле-27 на ЭЛТ приводится графическое построение в 3-х мерном пространстве траектории и рельефа местности при

использовании крупномасштабной цифровой карты рельефа местности, зоны маршрутного полёта, на которой строится траектория полёта ЛА.

Выбор участка памяти с картой рельефа на индикаторе на стекле-27 индицируется в реальном масштабе времени. Центр индицируемого изображения может быть совмещён с любым заданным навигационным ориентиром или смешен относительно него. Центрированное поле каждой карты рельефа может сохраняться в реальном масштабе времени при врашении и преобразовании индицируемого поля. Параметры контура поля изображения сохраняются для каждой области памяти, в которой хранится карта рельефа. Система может формировать и обновлять тени на рельефе местности, вызванные солнечным освещением, в виде полей серого цвета

на индицируемом участке карты, а также по внешнему запросу может формировать рельеф выше некоторой заданной высоты определённым заранее цветом. Индикатор -27 может изображать превышения(высоты рельефа) оттенками серого цвета; параметры оттенков сохраняются для каждой области памяти хранящейся карты рельефа. Система способна обеспечивать изображение движушейся карты из одной области памяти и/или непосредственную карту удалённого участка местности. Движущаяся карта ориентирована относительно положения ЛА. Масштабы карт могут индицироваться на любой их четырёх шкал индикатора (в сжатом виде). Обеспечивается также два режима видеоизображения: цветное и монохромное.

Плотность данных и результирующий географический размер памяти карты местности зависит от масщтаба индицируемой в настоящий момент карты. Относительное положение ЛА на изображении карты влияет на необходимую дальность переднего обзора, которая должна поддерживаться в памяти карты местности. Возможна индикация 2-х положений ЛА относительно карты: в центре индикатора или со смещениемна 3/4 расстояния от верха до низа экрана.

Основной масштаб индикации карты -24км - расстояние вдоль одной стороны экрана, что при центральном или смещённом положении ЛА полностью удовлетворяет требованиям к географическим размерам БД о превыщении рельефа. Требование к дистанции переднего обзора является

расстояние 7 км. Экипаж с помощью системы управления и индикации -25 анализирует поступающую информацию, контролирует выполнение режимов полёта и работы систем, задаёт управляющие воздействия. Лётчик осуществляет выбор режима работы ПНК, вводит сопровождающую информацию, управляет работой комплекса в целом. Лётчик запускает с пульта с помощью клавиатуры дисплей, проверяет прохождение данных, с помощью меню вводит параметры и масщтабные коэффициенты. Выбор режима анализа производится из меню нажатием клавищ из списка БД23, и используются клавищи управления курсором, после чего будут загружены форматы отображения информации на дисплее.

ЭС-16 обеспечивает выдачу информации о состоянии БО и

параметрах, характеризующих поведение ЛА. Если экипаж в случае появления аварийной ситуации предпринимает правильные действия или действия в направлении предотвращения развития указанной ситуации, ЭС16 не вмещивается в управление и лищь вьщаёт на экран дисплея -29 рекомендации и подсказки экипажу. В случае отсутствия реакции экипажа на рекомендованное рещение по выводу из опасной ситуации действий, которые могут привести к катастрофическим последствиям, ЭС-16 формирует необходимые корректирующие и управляющие сигналы в САУ28 по парированию опасной ситуации.

Литература

1.А.А.Красовский, И.Н.Белоглазов, Г.П.Чигин. Теория корреляционно-экстремальных навигационных систем. М. Наука. 1979, стр.416-417.

2.О.Диффенбах. Автономная прецизионная система захода на посадку и посадки APALS. Локхид Мартин. Навигация-95. Сборник трудов международной конференции Планирование глобальной радионавигации. ТомП 26-30. 1995. Москва. Россия, стр. 7-41, 75-50.

3.Веремеенко К.К., Тихонов В.А., Кудрявцев В.М., Хадаков А.В. Интегрированный навигационно-посадочный комплекс. Навигация-95. Сборник трудов международной конференции. ТомП. Москва, Россия, 7-17-8.

4.Ваг Shalom. Tracking Methods in Multitarget Environtnent IEEE Transactions Automatic Control.Vol AC-23, N4, August 1978.

5.Ильясов Б.Г., Парфёнов И.И., Чернявская Л.Р. Автоматизация принятия решений при управлении системами человек-техника с помощью экспертных систем. Эргономика в России, СНГ и мире: опыт и перспективы. Международная конференция. С-Петербург. Россия. 1993.

6.Помыкаев И.Н., Селезнёв В.П., Дмитроченко Л.А. Навигационные приборы и системы. М. Машиностроение. 1983. стр. 44,79,381.

7.Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой. М. Транспорт. 1972. стр. 51,65.

8.Ларионов A.M., Горнец Н.Н. Переферийные устройства в вычислительных системах. М. Высшая школа, 1991, стр.19.

9.Хейс-Рот Ф., Уотерман Д.,Ленат Д. Построение экспертных систем. М. Мир, 1987.

10.Попов Э.В. Экспертные системы. М. Наука. 1987. стр.288.

11.Олянюк П.В., Астафьев Г.П., Грачёв В.В. Радионавигационные устройства и системы гражданской авиации. Москва. Транспорт. 1989. стр.185, 191,193.

12.Евреинов Э.В., Бутьшьский Ю.Т. и др. Цифровая вычислительная техника. М. Радио и связь, 1991, стр. 346-349.

Claims (1)

1. Пилотажно-навигационный комплекс, включающий приемную часть спутниковой навигационной системы (СНС), бесплатформенную инерциальную систему (БИНС), систему высотно-скоростных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), метеорологическую радиолокационную станцию (РЛС), корреляционно-навигационную систему (КЭНС), соединенные мультиплексным каналом информационного обмена (МКИО) с центральным процессором, базу данных, блок управления, последовательно соединенный с формирователем изображения и индикатором на лобовом стекле, а также с дисплеем, системой автоматического управления (САУ), отличающийся тем, что в него введены блок распознавания конфигураций (БРК) летательного аппарата (ЛА), блок распознавания режимов полета (БРРП), анализатор состояния аппаратуры (АСА) ЛА, блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС), вычислитель принятия решений о предотвращении аварийных ситуаций (АС) (ВПРП), причем блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС) соединен первым, вторым, третьим, четвертым, пятым входами с выходами анализатора состояний аппаратуры (АСА), блока распознавания состояния конфигурации ЛА (БРСК), блок распознавания режима полета (БРРП), устройством сопряжения информации (УСИ), базой знаний (БЗ), а первый его выход соединен с вычислителем принятия решений (ВПР), второй выход соединен с блоком управления, первый вход вычислителя принятия решений (ВПР) соединен с УСИ, второй вход связан с БЗ, третий вход - с базой данных (БД), блок распознавания конфигураций (БРК) первым входом связан с УСИ, а вторым - с выходом САУ, входы БРРП, БРАС и БД связаны с УСИ, а выход БЗ связан с первым входом вычислителя комплексной обработки информации (КОИ), второй его вход соединен с МКИО, а первый выход связан с УСИ, второй с выходной линией УСИ, входы вычислителя параметров СНС-БИНС-РВ, вычислителя СВС, вычислителя параметров РЛС, соединены с МКИО, а выходы - с выходной линией УСИ, второй выход вычислителя параметров РЛС связан с первым входом вычислителя параметров корреляционно-экстремальной навигационной системы (КЭНС), второй его вход связан с вычислителем цифровой карты, а выход связан с выходной линией УСИ.