СИСТЕМЫ И СПОСОБЫ ОБНАРУЖЕНИЯ ОТКАЗОВ ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ПОЛОЖЕНИЯ НА ОСНОВЕ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ И НАСТРОЕК УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ СУДНОМ

1. Прибор контроля датчиков для системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом прибор контроля датчиков содержит
модель воздушного судна, сконфигурированную для моделирования множества состояний, при этом множество состояний включает, по меньшей мере, состояние пространственного положения воздушного судна, состояние скорости воздушного судна, состояние ошибки вертикальной скорости снижения и состояние скорости ветра;
пропагатор-эстиматор, сконфигурированный для использования множества состояний, смоделированных моделью воздушного судна, для обработки данных измерений воздушных сигналов и данных измерений пространственного положения из первого инерциального измерительного блока, входящего в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна; и
анализатор остаточных ошибок, сконфигурированный для получения значений остаточной ошибки, сгенерированных пропагатором-эстиматором, при этом анализатор остаточных ошибок выдает сигнал тревоги, когда значения остаточной ошибки превышают заданный статистический порог.
2. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что производная по времени состояния скорости воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна.
3. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что производная по времени состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычислена как функция данных измерения барометрического высотомера.
4. Прибор контроля датчиков по п. 3, отличающийся тем, что состояние ошибки вертикальной скорости снижения определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении вертикальной скорости снижения.
5. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что производная по времени состояния скорости ветра вычислена как функция истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
6. Прибор контроля датчиков по п. 5, отличающийся тем, что состояние скорости ветра определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении истинной воздушной скорости.
7. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что указанный сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
8. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что прибор контроля датчиков встроен в первый инерциальный измерительный блок.
9. Система обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом система обнаружения отказов содержит
прибор контроля датчиков, соединенный с первым инерциальным измерительным блоком, входящим в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом прибор контроля датчиков содержит
модель воздушного судна, при этом модель воздушного судна сконфигурирована для моделирования множества состояний воздушного судна, причем множество состояний воздушного судна включает, по меньшей мере, состояние пространственного положения воздушного судна, состояние скорости воздушного судна, состояние ошибки вертикальной скорости снижения и состояние скорости ветра;
пропагатор-эстиматор, сконфигурированный для распространения и обновления множества состояний воздушного судна из модели воздушного судна на основе данных измерения воздушных сигналов и данных измерения пространственного положения из первого инерциального измерительного блока; и
анализатор остаточных ошибок, соединенный с пропагатором-эстиматором и сконфигурированный для получения остаточных значений ошибки измерения, генерируемых пропагатором-эстиматором, при этом анализатор остаточных ошибок выдает сигнал тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог.
10. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что прибор контроля датчиков встроен в первый инерциальный измерительный блок.
11. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что пропагатор-эстиматор является фильтром Кальмана.
12. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что дополнительно содержит индикатор; при этом сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
13. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что состояние пространственного положения воздушного судна включает одно или оба из угла тангажа воздушного судна и угла крена воздушного судна.
14. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что производная по времени состояния пространственного положения воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производная по времени состояния скорости воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производная по времени состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычислена как функция данных измерения барометрического высотомера; и
производная по времени состояния скорости ветра вычислена как функция истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
15. Способ обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения воздушного судна, включающий
мониторинг данных решения пространственного положения, генерируемых первым инерциальным измерительным блоком, входящим в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна;
выполнение пропагатора-эстиматора, сконфигурированного с моделью воздушного судна, для множества состояний воздушного судна на основе вектора состояния пространственного положения воздушного судна, вектора состояния скорости, вектора состояния ошибки вертикальной скорости снижения и вектора состояния скорости ветра;
генерирование остаточных значений ошибки измерения при помощи пропагатора-эстиматора, при этом пропагатор-эстиматор сконфигурирован для итерационного прогнозирования и обновления множества состояний воздушного судна из модели воздушного судна; и
сравнение остаточных значений ошибки измерения с заданным статистическим порогом и генерирование сигнала тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог.
16. Способ по п. 15, отличающийся тем, что пропагатор-эстиматор является фильтром Кальмана.
17. Способ по п. 15, отличающийся тем, что сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
18. Способ по п. 15, отличающийся тем, что производную по времени состояния пространственного положения воздушного судна вычисляют как функцию одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производную по времени вектора состояния скорости воздушного судна вычисляют как функцию одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производную по времени вектора состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычисляют как функцию данных измерения барометрического высотомера; и
производную по времени вектора состояния скорости ветра вычисляют как функцию истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
19. Способ по п. 18, отличающийся тем, что вектор состояния скорости ветра определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении истинной воздушной скорости; и вектор состояния ошибки вертикальной скорости снижения определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении вертикальной скорости снижения.
20. Способ по п. 15, отличающийся тем, что состояние пространственного положения воздушного судна включает одно или оба из угла тангажа воздушного судна и угла крена воздушного судна.