Комплекс бортовых траекторных измерений

Комплекс бортовых траекторных измерений.
Полезная модель относится к области авиационной техники, в частности к аппаратуре для проведения летных испытаний (ЛИ) летательных аппаратов (ЛА) и их бортового оборудования (БО) и предназначается для исследования характеристик ЛА на всех участках полета.
Известны оптические методы - («Методология испытаний пилотажно-навигационньгх систем самолетов и вертолетов Под редакцией Поводворского Е.П., Харина Е.Г. М.: «Машиностроение, 1984, 80 с.) - для определения траектории полета и пространственной ориентации ЛА. В процессе ЛИ по получаемым действительным значениям параметров движения ЛА оцениваются характеристики ЛА и бортового оборудования. Данные методы, использующие кинотеодолитные станции (КТС), лазернодальномерные системы слежения Опал, Янтарь, а также радиолокационные станции (РЛС), самолётные отражатели и радиоответчики, предполагают измерение дальности Д, азимута А, угла места, высоты, скорости для определения координат центра масс (X, Y, Z), составляющих скорости (Vx, Vy, Vz) и других
параметров ЛА. Наземные средства внешне-траекторных измерений (ВТИ), оборудованные стационарными средствами траекторных измерений на основе КТС (оптико-электронных лазерно-дальномерных систем), применяются при оценке взлётно-посадочных характеристик ЛА и характеристик шшотажно-навигационного оборудования (ПНО).
Однако необходимость в наземных станциях ВТИ, требующих специального их размещения и обслуживания ограничивает сферу практического использования КТС. Кроме того методы ВТИ обладают рядом недостатков:
-ограниченная зона видимости ( 50 км) и измерения значений параметров;
-зависимость от метеоусловий и выбора трасс;
-необходимость иметь на трассе наземные РЛС наведения (типа Кама);
-отсутствие стационарных станций КТС и лазернодальномерных систем при испытании ЛА в различных ожидаемых условиях эксплуатации (жара, холод, высокогорье) при облете различных аэродромов для сертификации систем;
-автоматического управления (САУ) в режимах посадки;
-длительность последующей обработки.
Известен комплекс бортовых траекторных измерений (КБТИ) («Комплекс бортовых траекторных измерений. ЬСлимов В.Т., Харин Е.Г., Саблев В.А. и др. Патент №2116666, 1997 г.), - который содержит бортовую цифровую вьршслительную систему (БЦВС), приемник спутниковой навигационной системы (СНС), пульт управления и индикации, блок приведения данных к единому высокоточному времени (БПДЕВВ), магнитный накопитель информации, устройство сопряжения информации (УСИ) и получает информацию от систем из состава бортового пилотажнонавигациошюго комплекса ЛА, включая инерциальную навигационную
систему (ИНС), радиотехническую систему ближней навигации (РСБН), доплеровскую измерительную систему скорости и угла сноса (ДИСС), систему посадки с дальномером и измерителем магнитного курса, систему приборной посадки, радиовысотомер (РВ), систему воздушных сигналов (СВС).
Связь выходных потоков систем из состава пилотажнонавигационного комплекса ЛА с КБТИ происходит с помощью УСИ, построенного по принципу асинхронного обмена информации «программируемое расписание.
Входная информация бортовых систем и информация встроенного в КБТИ приемника СНС поступает в блок приведения данных к единому высокоточному времени (БПДЕВВ), где происходит формирование Гринвичского времени, соответствующего моменту поступления в КБТИ информации от каждой системы.
КБТИ снабжён базой данных, в которой происходит накопление входного потока информации и расчетных параметров, и блоком управления, а БЦВС выполнена в виде автономных вычислителей: навигационных параметров СНС-ИНС, декартовых координат при заходе на посадку, высотно-скоростных параметров, взлётно-посадочных характеристик, параметров самолётовождения.
Основное назначение КБТИ - определение действительных значений траекторных параметров на основе комплексной обработки информации навигационных систем, работающих на различных физических принципах. Точность значений параметров обеспечивается, в первую очередь, за счет точностных характеристик навигационных параметров приемника СНС.
Из недостатков можно выделить сравнительно низкую частоту обновления данных (1-2 Гц), пропадание сигналов приемника СНС при маневрировании самолета, когда антенна приемника СНС затеняется корпусом самолета. К особенностям работы аппаратуры СНС относится
также присутствие случайной шумовой составляющей достаточно большой интенсивности в измерениях псевдодальности. Во время полета в указанном КБТИ регистрируются информация встроенного в него приемника СНС и параметры бортовых систем. Приемник СНС один раз в секунду вьщает «сырую информацию - псевдодальности и псевдоскорости до всех видимых спутников. Для формирования данных дифференциального режима работы СНС во время полета на наземной контрольно-корректирующей станции (ККС) происходит регистрация «сырой информации от аналогичного приемника СНС, антенна которого размещена в точке с известными геодезическими координатами в относительной близости от места проведения летных испытаний самолета.
Среди бортовых систем, информация от которых поступает и регистрируется в КБТИ, находится инерциальная навигационная система (ИНС). В момент каждого обновления параметров ИНС в БПДЕВВ формируется Гринвичское время с погрешностью, не превосходящей 3 мс. Сформированное время регистрируется вместе с обновленными параметрами ИНС в базе данных КБТИ. В послеполетной обработке параметрам ИНС ставится в соответствие запомненное значение Гринвичского времени. Частота регистрации параметров ИНС в КБТИ задается в управляющей программе и равна, как правило, 5-10 Гц.
В КБТИ отсутствует автоматический анализ достоверности параметров приемника СНС, что вызывает возникновение повышенных погрешностей траекторных параметров при маневрировании самолета, когда происходит частая смена рабочего созвездия спутников.
Целью полезной модели является повьпцение точности и достоверности траекторных параметров, формируемых по данным КБТИ.
Для решения указанной задачи комплекс бортовых траекторных измерений КБТИ, использующий космическую часть спутниковой навигационной системы (СНС), содержащий на борту летательного аппарата (ЛА) приемники и датчики, включающие приемник СНС,
бортовую инерциальную навигационную систему (ИНС), блок приведения данных к единому высокоточному времени (БДЦЕВВ), соединенные с вычислителем КБТИ, наземную контрольнокорректирующую станцию ККС с вьршслителем и наземную систему цослецолетной обработки данных с блоком управления и дисплеем, вьиислителем действительных значений траекторных параметров (ВДЗТП) и соединенный с ним вычислитель комплексной обработки информации приемника СНС и ИНС (КОИНС), причем первым входом ВДЗТП соединен с вьшислителем ККС, вторым входом - с вычислителем КБТИ, а выход его соединен последовательно с блоком управления и дисплеем.
Вычисление параметров дифференциального режима работы аппаратуры СНС реализуется в послеполетной обработке в вычислителе КБТИ с помощью следующих соотношений, составленных для каждого видимого спутника:
/р(М/ JMf)-p(Mf,M() - /-/7(МЛ М)р(М,.)  Ж),/
if   -  p(Mi, M2)f  (xi -X2) + (yi -У2) + (zj -z
где Mi, Mk - точки, совпадающие соответственно с местоположениями z-ro и k-ro спутников в момент излучения ими сигналов; точка  с искомыми координатами (   определяет местоположение в момент времени Т антенны приемника СНС на борту самолета; точка Л/ задает местоположение наземной ККС. Через p(Mi, Мд) обозначено расстояние между точками М/ и М. Верхний индекс (г) относится к измерениям приемника СНС на борту самолета ККС, а индекс (Ь) -к измерениям на ККС.
AV/  V, Vof -
где через npVi(Mh M) обозначена проекция скорости /-го снутника относительно антенны приемника СНС на прямую, проходящую через точки МгиМ.
В алгоритме комплексной обработки информации, реализованном в вычислителе КОИНС, модель погрешности скорости ИНС на сравнительно коротком интервале времени задается в виде суммы линейного тренда и случайной составляющей:
AV(t)  C(t-tn)+D + (t)
Параметры линейного тренда Си/) находятся методом наименьших квадратов с помощью вспомогательной функции G.
,(t,)- (/,)+AK(f,)f
Сущность полезной модели поясняется на фиг. 1, на которой представлена блок-схема КБТИ, на фиг. 2 - схема определения погрешности инерциальной скорости на конечном временном интервале, на фиг. 3 - резу;п таты полученной точности по высоте полета ЛА над мерной базой.
Схематично полезная модель представлена на фиг. 1, где
1- космическая часть спутниковой навигационной системы;
2- бортовая часть КБТИ;
3- контрольно-корректирующая станция (ККС);
4- приемник СНС на наземной ККС;
5- вьгчислитель ККС;
7- бортовой приемник СНС;
8- инерциальная навигационная система (ИНС);
9- бортовой вычислитель КБТИ;
10- канал связи информации;
11- система наземной послеполетной обработки (СНПО);
12- вычислитель комплексной обработки информации (КОИНС);
13- вычислитель действительных значений траекторных параметров (ВДЗТП);
14- блок управления;
15-дисплей.
Вычисление значений траекторных параметров происходит в послеполетной обработке в КБТИ следующим образом. Для каждого видимого спутника приемник СНС 7 выдает Гринвичское время Т измерения, псевдодальность D, псевдоскорость V, отношение S сигнал/шум, которое характеризует уровень полезного сигнала на фоне шумовой составляющей в измерениях. Обычно величина S определяется углом возвьппения спутника: чем выше спутник находится над горизонтом, тем больше для него отношение S. Излучаемые спутником кодовые сигналы привязаны к его прецизионным часам. Сдвиг показаний спутниковых часов относительно Гринвичского времени известен с большой точностью. Сигнал, генерируемый в приемнике СНС, привязывается к временной шкале приемника, часы которого не синхронизированы с часами спутника. Поэтому время распространения сигнала от спутника до антенны приемника вычисляется с погрешностью Ат часов приемника. Погрешность Ат одинакова при
определении времени распространи ш сигнала от каждого видимого
спутника в фиксированный момент вр« ри Т. Величину Д псевдодальнос /-до спутника с номером / можно
т
t
( Toi + ATri + ATi + AT+ AT,i)   Dot + ADri + ADi + cAT+ ,
где Toi - действительное время распространения сигнала, DO,  с ТоС,
ATri - задержки распространения сигнала, вызванные распространением сигнала через ионосферу, тропосферу, погрешностью часов /-ГО спутника и допускающие алгоритмическую компенсацию, ADri  с
ATi - ошибки времени распространения сигнала из-за приборных погрешностей аппаратуры спутника, ADi  с АТс,
ATsi - обобщенная случайная составляющая погрешности измерения времени распространения сигнала /-го спутника, ADgi  с ATsC,
с - номинальное значение скорости распространения сигнала (скорости света) в вакууме.
Полезным сигналом в измерении псевдодальности является величина DO,, остальные составляющие сигнала (1) относятся к погрещностям. Величина погрешности ADri вычисляется с использованием стандартных моделей задержки распространения сигнала в тропосфере, ионосфере и погрешности часов спзтвика. Параметры моделей ионосферных задержек и погрешностей часов спутника извлекаются из сообщений, полученных приемником СПС от спутников. Величина ошибки Ж), не зависит от местоположения приемника СНС вблизи земной поверхности. Для приемников СПС на борту самолета и наземной контрольно-корректируюшей станции величина ADi в сигналах /-го спутника будет одной и той же. Поэтому в разностном сигнале AOl  D/ - Di где верхний индекс (г) относится к измерениям приемника СПС на борту самолета ККС, а индекс (Ь) - к измерениям на ККС, ошибка Ж), отсутствует. Составляющая сАт, вносимая погрешностью часов приемника СПС, может быть исключена при
3(0
(1)
использовании разности ADik  D/ - Dk псевдодальностей от двух спутников, относящихся к одному моменту времени Т, Оставшаяся случайная составляющая ADgj погрешности псевдодальности не имеет постоянного смещения и может бьггь удалена с помощью фильтрации с применением доплеровской информации приемника СНС и сигналов ИНС.
Аналогичные составляющие погрешности выделяются в доплеровских измерениях приемника СНС 7. После перевода доплеровского сдвига частот от /-ГО спутника в измерения относительной скорости Vi полученную величину можно представить в виде:
у.  Voi + AVri + AVi + Av+ AVsi,(2)
Действительное значение проекции относительной скорости на прямую, соединяющую местоположение /-го спутника в момент излучения сигнала и антенны приемника СНС в момент приема сигнала, обозначено в (2) через Voi. Погрешности, допускающие алгоритмическую компенсацию, объединены в (2) в слагаемом AVri. Составляющая AVi, обусловленная приборной погрешностью аппаратуры спутника, и скорость ухода Av часов приемника СНС отсутствуют в двойной разности    , в которой использованы измерения скорости г-го и k-то спутников, проведенные бортовым и наземным приемниками СНС. После проведения алгоритмической компенсации погрешности скорости двойная разность Vi-    измерений будет содержать только набор обобщенных случайных составляющих AVs погрешности.
По кодовым измерениям бортового и наземного приемников СНС определяются координаты и составляющие вектора скорости антенны приемника СНС на борту самолета в гринвичской системе координат Oxyz. Центр гринвичской системы координат - точка О - размещается в геометрическом центре Земного эллипсоида, ось Oz совпадает с осью
вращения Земли, в плоскости Oxz находится гринвичский (нулевой) меридиан. Если для момента времени Т известны кодовые измерения от снутников с номерами i и k как на борту самолета, так и на наземной ККС, то координаты антенны  у z приемника СНС на борту самолета в момент времени Г удовлетворяют соотношению:
р(м1   - р(м1    ло (з)
ЛО/   -
Здесь Mi , Mk - точки, совпадающие соответственно с местоположениями z-ro и -го спутников в момент излучения ими сигналов; точка  с искомыми координатами (, , ) определяет местоположение в момент времени Г антенны приемника СНС на борту самолета; точка 3/ задает местоположение наземной ККС 3. Считается, что координаты (х у  точки Л/ известны. Через p(Mi М обозначено расстояние между точками MI и Мг. Если точка Mj имеет координаты (jc/, yi, zi а координаты точки М2 равны (jC2, У2, Z2 то
p(Mi, M2)f  (X, -jc,/ + (yj -y,f + (2, -z,/(4)
Местоположения спутников могут быгь вычислены на любой момент времени. Требуемые при этом эфемеридные данные для каждого спутника передаются через приемник СНС 4. Для нахождения трех неизвестных величин х у z необходимо иметь не менее трех независимых между собой уравнений вида (3). Для этого на некоторый момент времени Т общих спутников, видимых бортовым приемником СНС 7 и приемником СНС 4 наземной ККС, должно быть не менее четырех. Один из видимых спутников, например, спутник с максимальным углом возвышения, выделяется, и его
ДйС41М
псевдодальность участвует во всех уравнениях вида (3). Для всех остальных общих спутников составляется уравнение вида (3), в котором роль спутника с номером «А; играет выделенный спутник. В правых частях уравнений в величинах Ж)/ действительные дальности DO заменяются соответствующими псевдодальностями после алгоритмической компенсации в них задержек ATri и ATrk- В результате получается система нелинейных уравнений с тремя неизвестными ,  z Количество уравнений на единицу меньше количества спутников, видимых одновременно и бортовым приемником сне 7, и приемником СНС 4 на наземной ККС 3.
Для рещения системы производится линеаризация ее уравнений в окрестности приближенного рещения. В качестве приближенного решения берутся, например, координаты , у  антенны бортового приемника СНС 7, полученные для предыдущего момента времени. В случае избыточности количества линеаризованных уравнений решение находится методом наименьщих квадратов. Для повышения точности получаемого решения и уменьшения возможных скачков в решении при смене рабочего созвездия спутников используется взвешенная сумма квадратов имеющихся соотношений. В качестве весового коэффициента уравнения для /-го спутника выбирается величина угла возвышения /-го спутника.
Для нахождения проекций Vx, Vy v/ вектора скорости антенны бортового приемника на оси системы координат Oxyz составляются уравнения, аналогичные по структуре соотношениям (3).
fnpvf(Mf 3/)- ярк/(М/  ПрУ/(м/ л/   AV/ AV/   Vof -  КЛ
(5)
в (5) через npVi(Mi, М) обозначена проекция скорости г-го спутника относительно антенны приемника СНС на прямую, проходящую через точки Mf и М. В точке Mi располагался г-й спутник в момент излучения сигнала, а в точке М находилась антенна приемника СНС в момент приема сигнала. Для вычисления проекции скорости необходимо знать местоположение антенны приемника СНС. Для составления уравнения (5) требуется вычисление скорости г-го спутника по эфемеридным данным, скорость антенны наземного приемника СНС 4 равна 0. Система уравнений вида (5) для определения составляющих вектора скорости и система уравнений вида (3) для нахождения координат антенны приемника содержат одинаковое количество уравнений, роль -го спутника с них играет один и тот же спутник, весовые коэффициенты при использовании метода наименьших квадратов выбираются одинаковыми.
Двойные разности кодовых измерений Ж),/ и AVik в уравнениях (3) и (5) содержат кроме полезного сигнала случайную составляющую погрешности. Наличие случайной составляющей в псевдодальностях и доплеровских измерениях приводит к случайным ошибкам при вычислении координат антенны бортового приемника СНС и составляющих ее вектора скорости. В кодовых измерениях псевдодальности случайные составляющие погрешности приводят к достаточно большим погрешностям в определении местоположения антенны приемника СНС. Для уменьшения погрешности вычисления координат необходимо вьщелять случайную составляющую погрешности в измерениях псевдодальностей. Случайные составляющие погрешности в доплеровских измерениях приемников СНС не вызывают существенных погрешностей при нахождении скорости объекта.
Нзмерения псевдодальности и доплеровские измерения производятся в аппаратуре СНС независимо друг от друга. Однако между измеряемыми параметрами существует операторная связь: производная по времени от дальности между спутником и антенной приемника СНС равна скорости этого спутника относительно антенны приемника СНС. Ноэтому
доплеровские измерения СНС могут быть использованы для выделения случайных составляющих ногрешностей в двойной разности псевдодальностей. Для этого в ВДЗТП 13 проводится фильтрация двойных разностей Ж), с помощью соотношения:
Ж)/(Т+7; 7j AD/(T)+ ((T)+ЛVif (T+l)) (l-ri) )
Величина коэффициента фильтрации т/ выбирается достаточно близкой к 1: 0,,97. Вычисления производятся на всем интервале одновременной видимости /-го спутника бортовым 7 и наземным 4 приемниками СНС. За начальное значение фильтрованной величины zlD,/ принимается начальное значение двойной разности zlD,/. Фильтрация производится в послеполетной обработке СНПО 11, поэтому может быть организована как в прямом, так и в обратном времени Г. Сглаживание в обратном времени устраняет остаточные погрешности, обусловленные ошибками при выборе начального значения, а также возникающие при смене зенитного спутника, обозначенного в (6) нижним индексом k.
Фильтрация двойных разностей псевдодальностей с помощью доплеровских измерений СНС устраняет значительную часть случайной составляющей погрешности. Применение соотношения (6) при фильтрации не вносит ошибок сглаживания при равноускоренном движении объекта.
На динамичных участках полет происходит с относительно большими по абсолютной величине углами крена или тангажа. При этом наблюдается затенение антенны приемника СНС корпусом самолета и прекращение приема сигналов от ряда спутников. Из-за малого количества видимых спутников определение навигационных параметров объекта становится либо невозможным, либо происходит по данным от малого количества спутников, что ведет к увеличению погрепшостей вычисляемых навигационных параметров. Для обеспечения целостности навигационного определения
,CWM
необходима организация комплексной обработки (КОИ) информации СНС и ИНС. Применение КОИ дает возможность:
-получить навигационные данные, сравнимые по точности с данными дифференциального режима работы СИС на участках пропадания сигналов СНС;
-увеличить частоту формирования навигационных данных;
-произвестидополнительноесглаживаниеданных дифференциального режима работы СНС.
Изложим алгоритм КОИНС, реализованный в вычислителе 12.
Инерциальная навигационная система имеет в своем составе датчики первичной информации, измеряющие три составляющих линейного ускорения и три составляющих угловой скорости. В ИНС 8 по первичной информации формируются проекции вектора скорости на северное, восточное и вертикальное направления и углы ориентации самолета. В потоке выходных параметров ИНС 8 присутствуют и первичная информация и параметры, полученные в PfflC по первичной информации. Шум в измерениях и ограниченность разрядной сетки выдаваемых параметров приводят к появлению случайной составляющей погрешности относительно малой интенсивности в значениях скорости ИНС. Наиболее значимый вклад в погрешность скоростных параметров ИНС вносит медленно меняющаяся составляющая с характерным интервалом времени, равным несколько десяткам минут (периодом Шулера). На интервале порядка 3-4 минут погрещность скорости ИНС близка к линейной функции времени.
Работа алгоритма KOPfflC разбита на два этапа. Сначала определяются составляющие вектора скорости на протяжении всего полета, а затем вычисляются значения координат. По каждой из трех составляющих северной, восточной и вертикальной - работа алгоритма происходит независимо от двух других. Обработка производится последовательно для каждого интервала времени между двумя соседними по времени данными приемника СНС. На фиг. 2 изображен интервал („, 4+;), на котором
.kc-u 5)
происходит получение скорости ИНС и СНС. На моменты времени „.р, ... , tn-i , tn , tn+1 , tn+2 ,  , tn+m имеются данные приемника СНС. Частота следования данных ИНС выше частоты следования данных СНС: на интервале от „ до /„+/ содержится несколько значений каждой из составляющей вектора скорости ИНС 8. Длительности интервалов А от момента tn-p до г„ и интервала В от „+/ до „+« на фиг. 2 для всех участков, кроме начальных и конечных, выбираются таким образом, чтобы в каждом из них содержалось не менее 10 значений скорости приемника СНС. Модель погрешности инерциальной скорости от /«-р ДО tn+m принимается в виде суммы линейного тренда и «белого шума.
AV(t)  C(t-t + D + (t)(7)
Нараметры линейного тренда С т D находятся с помощью метода наименьших квадратов. Чтобы получить систему линейных уравнений для С и D, рассматривается вспомогательная функция
G  a,V(t,}-V(t,} + V(t,)f(8)
/ В сумме учитываются слагаемые, относящиеся ко всем моментам времени ti,
попавшим в интервал от 1„,р до tn+m- Весовые коэффициенты «, зависят от удаленности точки /, от середины интервала (/„, /„+/):
ai  l +  ti-(.
Система линейных уравнений для С и D образуется путем приравнивания к нулю частных производных функции G по С и по D.
0
(
интервале (/„, „+/). Для произвольного момента времени из интервала (/„, tn+i} значение скорости вычисляется с помощью линейной интерполяции скорректированных данных ИНС.
Получение каждой из трех координат производится независимо от других координат последовательно для каждого интервала времени (tn , tn+i). Далее изложим алгоритм получения координаты, которую будем называть X, две другие координаты вычисляются аналогично. Считается, что значение X(tff) координаты на левом конце интервала в точке /„ уже найдено при работе с предыдущим интервалом („./ , /„). Координата вычисляется интегрированием значений соответствующей скорости, полученных на предыдущем этапе, с щагом At, величина которого выбирается из отрезка от 0,1 до 0,2 и определяется характером полета. Для полетов, содержащих участки маневрирования самолета с большими перегрузками, величина At выбирается относительно малой. В результате интегрирования получаются т приближенных значений координаты на интервале (tn ,  X(tn+ At) , X (tn- 2At), ... , X(tn+ (m-l)At), X(tn+ mAt). Количество т значений координат на интервале (tn , tn+i) задается соотношением: т At  tn+i - tn. Полученные координаты могут отличаться от их точных значений на рассматриваемом интервале из-за ряда причин:
-неточного задания начального значения X(trJ;
-ошибок, содержащихся в значениях скорости;
-ошибок численного интегрирования скорости.
На правом конце интервала (tn , tn+i) известно значение X(tn-i) координаты X по данным приемника СНС на момент времени „+/. Певязка АХ  }f(tn+i) - X(tn+i) используется при получении окончательных значений координаты X на интервале (tn , tn+i): X (tn+ i At)  X(tn+ i At) + /3 AX., i  1, 2, ... ,m. Здесь значение параметра /3 выбирается в пределах от 0,1 до 0,5 и характеризует степень доверия координатам СНС.
W
Координаты, получаемые с помощью изложенного алгоритма КОИНС, были оценены при проведении летных испытаний маневренного самолета. Самолет совершал проходы с различными углами крена от 25° до 80° над мерной базой, протяженностью около 10 км. Проходы над мерной базой сопровождались оптическими внешнетраекторными измерениями. Погрешность оптических измерений не превышает 1 м по каждой из координат. Поскольку СКО погрешности измерений высоты по информации приемника СНС, как правило, превышает СКО погрешности измерения широты и долготы, а точность параметров КОИ определяется, в первую очередь, точностью параметров СПС, то проведем сравнение высоты КОИ с высотой, полученной с помош,ью оптических средств. Проходы выполнялись на высоте, близкой к 1000 м. Данные КОИ и оптические измерения получены с частотой 10 Гц. Для совмещения оптической точки наблюдения за самолетом с точкой размещения антенны приемника СНС из координаты Y (высоты) КОИ вычиталась константа 2,5 м.
Па фиг. 3 изображено поведение разностей высот на 4 проходах. По оси абсцисс отложены значения расстояния вдоль мерной базы. Все разности на фиг. 3 по абсолютной величине не превосходят 3,5 м. Следовательно, с помощью изложенного алгоритма получения значений траекторных параметров на протяжении всего полета, включая динамические участки, где самолет маневрирует с большими углами крена и тангажа, формируются стабильные данные с погрещностью по координатам, не превосходящей 5 м.
%l(tp