Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Анализ современного состояния методов и средств измерений значений параметров полета летательного аппарата 15
1.1 Классификация навигационных систем подвижных объектов... 15
1.2 Обзор существующих схем построения пилотажных приборов пилотируемых летательных аппаратов и анализ применяемых датчиков первичной информации 18
1.3 Основные принципы работы бесплатформенных инерциаль-ных систем 27
1.3.1 Принципы вычисления значений параметров ориентации 31
1.3.2 Вычисление значений высотно-скоростных параметров полета летательного аппарата 34
1.4 Структура автономной бесплатформенной моноблочной резервной системы ориентации 38
1.5 Выводы по Главе 1 41
Глава 2 Разработка методов и средств повышения точности измерений значений параметров полета летательного аппарата 43
2.1 Разработка моделей и методов для учета погрешностей магнитометра 43
2.1.1 Принцип измерения курса летательного аппарата 43
2.1.2 Разработка метода внесения компенсирующих поправок 46
2.2 Разработка моделей и методов для учета погрешностей датчиков давления 55
2.2.1 Принцы измерения высотно-скоростных параметров полета летательного аппарата резервной системой ориентации 55
2.2.2 Разработка метода повышения точности вычисления значений высотно-скоростных параметров летательно-го аппарата 62 2.3 Выводы по Главе 2.. 67 Глава 3 Разработка методов повышения точности измерений значений параметров полета летательного аппарата на основе комплексирова-ния измерительной информации 69
3.1 Метод коррекции на основе комплексирования измерительной информации, получаемой от датчиков угловой скорости и магнитометра 73
3.2 Метод коррекции на основе комплексирования измерительной информации, получаемой от датчиков давления и акселерометров 80
3.3 Метод универсального включения-отключения коррекции 88
3.4 Метод комплексирования измерительной информации от двух однотипных автономных бесплатформенных моноблочных резервных систем ориентации 94
3.5 Выводы по Главе 3 100
Глава 4 Экспериментальная апробация методов повышения точности из мерений значений параметров полета летательного аппарата 102
4.1 Апробация методов коррекции на основе комплексирования средствами имитационного моделирования 104
4.2 Апробация при наземной отработке метода универсального включения-отключения коррекции 107
4.3 Апробация при летной отработке методов коррекции на основе комплексирования информации 114
4.4 Выводы по Главе 4 123
Заключение 124
Список сокращений 126
Список литературы 128
- Обзор существующих схем построения пилотажных приборов пилотируемых летательных аппаратов и анализ применяемых датчиков первичной информации
- Вычисление значений высотно-скоростных параметров полета летательного аппарата
- Принцип измерения курса летательного аппарата
- Апробация при наземной отработке метода универсального включения-отключения коррекции
Обзор существующих схем построения пилотажных приборов пилотируемых летательных аппаратов и анализ применяемых датчиков первичной информации
Теоретические вопросы разработки систем ориентации и навигации, а также общие принципы использования инерциальных датчиков в системах определения пространственного положения подробно изложены в работах отечественных ученых: Ю.В Иванова, О.С. Салычева, В.Я. Распопова, В.Г. Пешехонова, Г.И. Джан-джгавы, В.В. Матвеева, О.А. Степанова, М.Г. Погорелова, П.П. Афанасьева, А.И. Ткаченко, А.П. Шведова, В.А. Орлова, в трудах коллективов этих авторов, а также в работах зарубежных специалистов G.Lachapelle, R.Jaffe, P.G. Savage, P.Chesne, H.C.Lefevre, E.v.Hinueber и др.
Хотя разработка навигационных приборов и систем осуществляется в нашей стране сравнительно недавно, ряд предприятий достигли ощутимых успехов в данной области: ОАО «УКБП», ООО «ТеКнол», ОАО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро», ОАО АНПП «Темп-Авиа», ФГУП «Санкт-Петербургское опытно-конструкторское бюро «Электроавтоматика» им. П.А. Ефимова», ОАО «Аэроприбор-Восход» (Россия). Из иностранных производителей систем ориентации на интегральных и микромеханических датчиках можно выделить «Honeywell», «Goodrich», «Northrop Grumman», «L-3 Avionics» (США), «Smiths Industries» (Великобритания), «Northrop Grumman LITEF» (Германия), «Thales» (Франция) и ряд других.
Однако, применение навигационных комплексов, приборов и систем, как и отдельных ДПИ иностранного производства допустимо лишь на ЛА граждансокго назначения (с некоторыми ограничесями). Для ЛА военного назначения (ЛА ВН) применение комплектующих иностранного производства строго ограниченно, а в ближайшее время может быть практически прекращено [8].
В связи с чем ряд вопросов требует дальнейшей проработки. В частности: - особенности проектирования БСО с учетом специфики применяемых современных ДПИ «тактического» (среднего) класса точности (вопросы влияния погрешностей применяемых ДПИ на точность всей системы, пути снижения данных погрешностей); - достижение более глубокой степени интеграции за счет комплексирования с различными корректирующими устройствами; - применение специальных оригинальных алгоритмов обработки информации, реализация информационных связей между элементами системы.
Актуальность работы. Тенденции развития современной техники обозначились на сегодняшний день довольно четко: произвести высокотехнологичный продукт с максимумом функциональных возможностей при минимальных затратах. Данный вектор развития отчетливо прослеживается и в авиастроении. Ожидается, что недорогие малогабаритные системы ориентации на отечественной элементной базе для пилотируемых ЛА будут крайне востребованы в российской авиации [9], в первую очередь, военного применения. Реализация принципов интеграции и применение комплексных технологий для получения принципиально новых характеристик является основным направлением создания и усовершенствования ИИС. Одним из технических решений, обеспечивающих повышение качества авионики, является совершенствование методов и средств измерения значений параметров полета ЛА на основе использования новых типов ДПИ.
На сегодняшний день наиболее перспективными направлениями решения проблемы повышения точности измерений значений параметров полета ЛА резервной системой ориентации, а вместе с тем и всего ПНК, являются применение ДПИ, основанных на использовании современных технологий; реализация принципов интеграции с различными корректирующими устройствами, а также применение специальных алгоритмов обработки измеряемой информации. Реализуемая резервная система ориентации (РСО) призвана заменить целый ряд применяемых ранее приборов пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) за счет объединения в едином корпусе малогабаритных датчиков «тактического» класса точности и преобразовательных технических средств.
Разработка систем подобного типа отвечает требованиям Государственной программы вооружения до 2020 г. «Создание научно-технического задела и обеспечение разработки новейших систем и образцов вооружения» [9] и утвержденным мерам по формированию долгосрочной технологической независимости предприятий российского оборонно-промышленного комплекса. Тема диссертации соответствует формируемому в соответствии с политикой Российской Федерации в области развития науки и технологий Перечню критических технологий Российской Федерации 2011 [10], является одним из приоритетных направлений развития науки, технологии и техники в Российской Федерации [11]. Необходимо отметить, что высокотехнологичные РСО крайне востребованы в авиации, что в полной мере соответствует тематике научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ проводимых предприятием ОАО АНПП «Темп-Авиа» (г. Арзамас). Все перечисленные выше факторы подтверждают актуальность темы диссертационных исследований.
Цель работы. Целью диссертации является разработка методов и средств повышения точности измерений значений параметров полета ЛА резервной системой ориентации, построенной с применением датчиков первичной информации отечественного производства «тактического» класса точности, до требуемой, в условиях автономного режима работы.
Задачи диссертации: анализ современного состояния и перспектив развития автономных резервных пилотажных приборов (ПП) и систем ориентации пилотируемых аэродинамических ЛА, основных принципов работы платформенных и бесплатформенных ПП, обоснование возможности разработки автономной бесплатформенной моноблочной РСО, обоснование выбора основных элементов и определение основных принципов функционирования системы;
Вычисление значений высотно-скоростных параметров полета летательного аппарата
Ошибка измерения магнитного курса, вносимая динамическими погрешностями, на порядок меньше, чем девиация, возникающая под влиянием ферромагнитных масс ЛА и его постоянного электрического поля, поэтому в данной диссертационной работе не рассматривается.
В соответствии с [68, 69], девиация - это отклонение ЛА от заданного курса, или же отклонение магнитной стрелки компаса.
В данной формуле составляющие девиации следует рассматривать как угловые величины, зависящие от составляющих магнитного поля ЛА, магнитного курса ЛА и МПЗ. Составляющая А постоянна (постоянная девиация), не зависит от курса ЛА и характеризует установочную ошибку ЧЭ магнитометра. Составляющие В и С за 4 5 висят от курса ЛА и имеют полукруговой характер изменения (за каждые 180 изменения магнитного курса увеличиваются до максимума и уменьшаются до нуля). Значения данных составляющих для магнитных датчиков современных ЛА могут составлять до 7. Компенсация полукруговой девиации в РСО, рассматриваемой в данной диссертационной работе, производится программно вычислительным модулем системы. Составляющие D и E зависят от курса ЛА и называются четвертной девиацией, так как за один период изменения магнитного курса принимают нулевое или максимальное значение четыре раза. Максимальная величина четвертной девиации для большинства ЛА не превышает 3.
Постоянная, четвертная и полукруговая девиации – это составляющие нормальной статической девиации, все эти составляющие проявляются одновременно.
С определенной периодичностью, или в случаях замены на борту ЛА крупногабаритных узлов, оказывающих влияние на его магнитное поле, проводятся де-виационные работы: списание и компенсация девиации. Списание девиации – это определение ее значения на разных курсах с последующим учетом при вычислении. Компенсация – это полное или частичное устранение девиации [23]. Необходимо отметить, что на современных магнитометрических датчиках, в том числе, и на применяемых в составе новой РСО магнитометрах, возможность компенсации девиационных ошибок отсутствует.
Девиационные работы выполняют не реже одного раза в год, а также в следующих случаях: -при возникновении у экипажа сомнений в правильности показаний компаса и при обнаружении ошибки в показаниях компаса более 3; - при замене датчика или отдельных агрегатов курсовой системы, влияющих на девиацию; - при подготовке к выполнению особо ответственных заданий; - при перебазировании самолетов из средних широт в районы высоких широт. 6
При выполнении девиационных работ составляется протокол выполнения де-виационных работ, который подписывается штурманом и специалистом ИАС, выполнявшими Девиационные работы. Протокол хранится вместе с формуляром самолета (вертолета, планера) до очередного списывания девиации. По данным протокола составляют графики девиации, которые помещают в кабинах самолета.
Традиционно работы по компенсации магнитной девиации проводят с помощью двух методов [22]:
1) на специальной немагнитной площадке (девиационном круге) удаленной не менее чем на 200 м от стоянок самолетов и другой техники, а также от металличе ских и железобетонных сооружений, путем поворота ЛА на 360 вокруг своей оси с остановкой и фиксацией показаний через каждые 45:
2) с помощью формирования в месте установки магнитометра на ЛА некото рого магнитного поля, в котором указанные выше коэффициенты девиации будут равны нулю.
Также условно к методам компенсации магнитной девиации можно отнести применение информации от спутниковой навигационной системы.
Реализация второго метода требует наличия специальных технических средств и не позволяет учитывать зависимость кoэффициентoв девиации от условий положения ЛА в пространстве, которые могут изменяться
В процессе измерения девиации на немагнитном девиационном круге с помощью теодолита в начальном положении и через каждые 45 измеряется направление на истинный магнитный курс. Впоследствии производится сличение значений истинного магнитного курса и значений магнитного курса, измеренного магнитометром, а их разность учитывается при компенсации девиации. Данный способ является универсальным, но его основным недостатком является высокая трудоемкость и низкая оперативность, а также сопутствующие материальные затраты, связанные с передвижением ЛА на девиационную площадку и обратно.
Поэтому необходимо разработать метод на основе принципа списания девиации, позволяющий повысить точность определения значений угла курса ЛА ВН автономной бесплатформенной моноблочной РСО. 7
Разработка метода внесения компенсирующих поправок Ввиду возможности применения в составе автономной бесплатформенной моноблочной РСО двухосевого магнитометра МА-2 и трехосевого магнитометра МА-8, необходимо рассмотреть основные уравнения вычисления значений магнитного курса ЛА ВН.
Величина магнитного курса, измеряемых двухосевым магнитометром (ДМ), определяется отношением проекций вектора напряженности МПЗ, на продольную и поперечную оси чувствительности магнитометра [70]:
При измерении магнитного курса ЛА ВН с помощью ДМ, на величину магнитной девиации будут влиять инструментальные погрешности магнитометра [71], а также, в большей степени, методические погрешности, связанные с колебаниями карданова подвеса при эволюциях ЛА ВН и наклонах плоскости феррозондов при виражах ЛА ВН. погрешность определения магнитного курса ДМ; tgI – тангенс угла магнитного наклонения; g,J – углы наклона плоскости феррозондов по крену и тангажу. Принцип измерения значений магнитного курса жесткозакрепленным трехо-севым магнитометром (ТМ) основан на нахождении отношения измеренных проекций продольной, поперечной и нормальной (вертикальной) составляющих МПЗ с учетом значений углового положения ЛА [72, 73]: 8
Соответственно, погрешность измерения курса ЛА ВН ТМ, обусловленная влиянием магнитной девиации, зависит от точности определения вертикали ЛА ВН и определяется выражением:
DyТMМ = tgI (Dg sin yTM M - DJcosyTM M ) где DyТMМ – погрешность определения магнитного курса ТМ; yТMМ – угол магнитного курса, определяемый ТМ; tgI – тангенс угла магнитного наклонения; Dg,DJ – погрешности определения крена и тангажа. На практике достоверное измерение величины девиационной погрешности ТМ является довольно проблематичным, т.к. необходимо не только измерение продольной, поперечной и нормальной cocтавляющих результирующей магнитного пoля ЛА, но и углов курса, тангажа и крена, вычисляемых по показаниям гироскопов. Т.е. необходимо провести измерение множества значений магнитного курса при различных значениях углов крена и тангажа, что возможно только при вращении ЛА в трехмерном пространстве или с помощью специальных устройств [74]. Поэтому при измерении величины магнитной девиации ТМ используют допущение, суть которого сводится к проведению регламентных девиационных работ в горизонте. Таким образом, метод измерения значений магнитной девиации ТМ сводится к методу измерения значений магнитной девиации ДМ. 9
В основу разработанного метода внесения компенсирующих поправок положен принцип последовательного поворота ЛА на 360, как единственно возможный для применяемых типов магнитометров.
Значения продольной и поперечных составляющих МПЗ, измеряемые в процессе такого поворота, могут быть представлены в виде окружности. Воздействие магнитотвердых материалов добавляет константу к величине определяемого поля вдоль каждой оси чувствительности магнитометра, что приводит к смещению центра окружности, а влияние магнитомягких материалов превращают окружность в эллипс [75].
Принцип измерения курса летательного аппарата
Данный фильтр автономен и может работать как в режиме начальной выставки, так и в рабочем режиме разрабатываемой РСО. Фильтр гиромагнитного курса также способен работать в режиме грубого и быстрого согласования гиромагнитного и магнитного курса и в режиме точной коррекции гиромагнитного курса. Режим грубого согласования используется при каждом включении ранее запрещенной (по различным причинам: отказ магнитного датчика, грубое определение магнитного курса, боковые ускорения, значительные углы крена и тангажа) коррекции гиромагнитного курса. Данный фильтр используется в алгоритме коррекции курса, являющимся модулем алгоритма работы разрабатываемой РСО, и производит коррекцию курса по данным о магнитном и гироскопическом курсе.
Известен способ [3] определения проекций угловых скоростей на оси ЛА при помощи одноосного ДУС и трехосного магнитометра, суть которого заключается в нахождении угловых скоростей по осям OF и OZ связанной СК за счет показаний ДУС, расположенного вдоль оси ОХи трехосного магнитометра: значения проекции угловых скоростей на соответствующие координатные оси; Нх, Ну, Hz - значения проекций вектора напряженности МПЗ на соответствующие координатные оси.
Поскольку все необходимые датчики уже присутствуют в РСО, то реализация этой методики в ней возможна на программном уровне без внесения конструктивных изменений. Это позволит получить дополнительную информацию о параметрах вращения ЛА, что в свою очередь повысит точность РСО. Предлагаемый метод коррекции основан на комплексировании измерительной информации ДУС и магнито-инерциального способа вычисления значений угловых скоростей, описанного выше. Поскольку в РСО используется три ДУС, то появляется возможность вычисления дополнительных двух значений проекций угловой скорости, тогда формула (3.3) вычисления значений угловой скорости с помощью маг-нито-инерциального метода примет вид:
Предлагаемый метод коррекции на основе комплексирования измерительной информации, получаемой от датчиков угловой скорости и магнитометра, также подразумевает наличие контура коррекции значений погрешностей измерений угловых скоростей с помощью «классической» акселерометрической коррекции. Схема, иллюстрирующая принцип работы предлагаемого метода, представлена на (рис. 3.4).
CO - вектор угловой скорости ЛА, измеряемый ДУС; Н - вектор напряженности МПЗ, измеряемый с помощью магнитометра; g - вектор ускорения свободного падения, измеряемый акселерометрами: СО , СО , СО - проекции угловой скорости на оси связанной СК, измеряемые ДУС: вы численные значения курса гиромагнитного; yГ - измеряемые значения курса гироскопического; J0 , g0 ,y0 - начальные значения углов ориентации; J, g - вычисленные скорректированные значения углов крена и тангажа Рисунок 3.4 - Схема работы метода коррекции на основе комплексирования измерительной информации, получаемой от датчиков угловой скорости и магнитометра 9
В предполагаемом методе оценка дрейфа нулевого сигнала гироскопов реализуется с помощью фильтрации, для чего вводится вектор состояния в виде:
С помощью решения данных уравнений рассчитывается оценка дрейфа нулевого сигнала и величина угла, обусловленного дрейфом нулевого сигнала, по которому может быть определена средняя величина дрейфа
Предложенный метод позволяет выполнять двойную оценку значений угловой скорости для минимизации систематической ошибки ДУС, тем самым повышая точность измерения значений углов крена и тангажа ЛА.
Метод коррекции на основе комплексирования измерительной информации, получаемой от датчиков давления и акселерометров
Благодаря применению в составе автономной бесплатформенной моноблочной РСО ЛА ВН датчиков давления, информация о значениях воздушной скорости может использоваться для формирования признака включения-отключения коррекции, для компенсации относительных ускорений и для реализации метода комплексирования значений воздушной и инерциальной скоростей.
Однако, при решении задачи повышения точности измерения значений высоты и скорости ЛА ВН РСО, необходимо: 1) учитывать статические ошибки баровысотомера (включая ошибки аэрометрических параметров); 2) учитывать запаздывание и динамику ПВД ЛА ВН; 1 3) производить оценку значений систематической погрешности всех трех акселерометров (смещение нуля, погрешность масштабного коэффициента).
Коррекцию ошибок определения пространственного положения ЛА возможно осуществлять с помощью информации полном и статическом давлении, а также на основе рекурсивного фильтра Калмана (ФК) [88]. Применение ФК для данного метода обусловлен его ориентированием на решение задач со множеством входов и выходов, при этом, на выходе формируются оптимальные оценки для всех компонент вектора состояния [85].
Кроме преимущества при решении многомерных задач, применение ФК в данном виде коррекции обусловлено важной для процесса обработки параметров движения возможностью получения матрицы ковариации, характеризующей точность оценивания в данный момент времени.
На основе данных о статическом давлении определяется барометрическая высота и путем ее дифференцирования определяется вертикальная скорость (рис. 3.5) [89]
Схема определения высотно-скоростных параметров автономной бесплатформенной моноблочной РСО
Дифференцирование приводит к большим шумовым составляющим и чтобы избавиться от данного эффекта, была использована информация от вертикального 2 канала ускорения ау. Путем интегрирования значений ускорения ау вычисляются значения инерциальной вертикальной скорости Vy и инерциальной высоты Я,. Разность барометрической Я и инерциальных Н1 высот является вектором измерения ФК. В качестве оцениваемых параметров используются погрешность измерения вертикального канала акселерометра Аау, погрешность измерения инерциальной вертикальной скорости AV , погрешность измерения высоты АН. Система уравнений, на которых будет строиться ФК
Апробация при наземной отработке метода универсального включения-отключения коррекции
При анализе полученных графиков видно, что на интервале имитации движения с малой скоростью (с 0 до 120 с) «штатный» алгоритм продуктивно осуществляет коррекцию случайного дрейфа гироскопов, в результате чего величины погрешностей измерения углов крена и тангажа незначительны и стабильны, что объясняется наличием небольшой приборной скорости (меньше 50 км/ч), измерение значений которой в данном диапазоне затруднено, поэтому в алгоритме вычисления значений не используются. При имитации разгона до 300 км/ч (со 120 по 240 с) происходит увеличение погрешности измерения значений угла тангажа, 1 что связано с отключением акселерометрической коррекции (условия отключения описаны в Главе 3) и накоплением погрешности измерения угловой скорости. Коррекция по информации с акселерометров «включается» вновь при достижении стабильного значения приборной скорости, и величина погрешности снижается (с 200 по 420 с.). Затем начинается выполнение виража по курсу с незначительной угловой скоростью, что не соответствует условию работы акселерометрической коррекции. Значения угловой скорости специально выбраны минимально допустимыми (2/с), в результате происходит частое включение и отключение акселе-рометрической коррекции (с 250 по 420 с). Затем, из-за изменения скорости, коррекция выключается окончательно, что приводит к росту величины погрешности измерения значений угла тангажа.
Результаты испытаний с применением разработанного метода универсального включения-отключения коррекции представлены графиками изменения значений погрешностей крена и тангажа, приведенными на рис. 4.13, 4.14.
График изменения погрешности измерения значений угла крена при использовании метода универсального включения-отключения коррекции Рисунок 4.14 - График изменения погрешности измерения значений угла тангажа при использовании метода универсального включения-отключения коррекции
Как следует из представленных графиков, применение разработанного метода позволяет решить проблему увеличения погрешности при изменении приборной скорости за счет «включения» алгоритма коррекции по информации от ДД при отключении акселерометрической коррекции. Максимальные значения по-слевиражных погрешностей по углам крена и тангажа были снижены в 2 и в 5 раз соответственно.
Второй этап наземной отработки заключался в проведении нескольких видов испытаний опытного образца автономной бесплатформенной моноблочной РСО для проверки на соответствие требованиям, предъявляемым к выпускаемым серийно АГ [99, 100]. Производилась оценка величины погрешности измерения углов крена и тангажа в установившемся горизонтальном полете (на неподвижном основании), при воздействии широкополосной случайной вибрации (от 50 до 2000 Гц, 2,5 g) в течение 10 мин., а также исследовалась остаточная погрешность после воздействия качки с углами ±7,5 относительно каждой оси при частоте от 5 до 10 колебаний в минуту в течение 5 минут (внешний вид испытательной установки приведен на рис. 4.15).
В результате проведения испытаний второго этапа наземной отработки получены значения погрешностей, представленные в табл. 4.2. Также в таблице представлены значения погрешностей серийных электромеханических ПП. Рисунок 4.15 - Внешний вид испытательной установки при наземной отработке (исследование остаточной погрешности после воздействия качки)
В виду положительных результатов, полученных в результате использования предложенного метода коррекции при наземной отработке, целесообразно продолжить исследования с целью оценки его эффективности при летной отработке.
Апробация при летной отработке методов коррекции на основе комплек-сирования информации Для апробации разработанного метода коррекции, основанного на комплек-сировании измерительной информации, получаемой от датчиков давления и акселерометров, была проведена летная отработка опытного образца автономной бесплатформенной моноблочной РСО ИСРП-35 в составе высокоманевренного ЛА ВН.
Испытания проходили в два этапа:
1) проводился один испытательный полет, в процессе которого контролировались измерения значений всех параметров полета ЛА ВН, вычисляемых автономной бесплатформенной моноблочной РСО, а также оценивалась работоспособность алгоритма, основанного на применении разработанного метода коррекции, и достигаемая точность измерения значений параметров полета ЛА ВН;
2) проводилось 10 полетов, в течение которых выполнялись схожие виды маневров и эволюций. Во время каждого полета осуществлялся контроль измерения значений крена и тангажа автономной бесплатформенной моноблочной РСО с применением предложенных методов снижения погрешностей вычисления значений параметров полета ЛА ВН и разработанных условий включения и отключения коррекции.
В качестве эталонных параметров ориентации ЛА ВН использовались значения, получаемые от основной инерциальной навигационной системы, построенной на лазерных гироскопах (ИНС ЛГ), причем рассогласование систем составило не более 0,1 с.
В процессе выполнения первого этапа летной отработки ЛА ВН производились различные эволюции для проверки предложенного метода коррекции на со 11 5 ответствие требованиям обеспечения точности измерений значений параметров полета ЛА ВН. На основании разработанной программы выполнения летной отработки, требования которой были учтены при составлении летного задания, апробация разработанного метода коррекции проводилась как в режиме прямолинейного полета ЛА ВН, так и после выполнения эволюций.
Прямолинейный полет ЛА осуществлялся в течение 280 с. На рис. 4.16 представлены графики изменения значений параметров ориентации и ВСП ЛА ВН, измеренных автономной бесплатформенной моноблочной РСО и ИНС ЛГ.
