Обгрунтовано перевагу спільного використання інерціальних навігаційних систем і глобальної системи позиціонування у порівнянні з будь-якою із них окремо. Переваги спільного використання залежать від ступеня інтеграції.

Проведено порівняльний аналіз різних схем комплексування навігаційних складових вектора стану в інерціально-супутникових системах, побудованих за методом компенсації або на основі калманівської фільтрації, досліджено похибки оцінювання координат і складових вектора швидкості двома алгоритмами комплексування.

Приведено алгоритми гіро-акселерометичного методу вимірювання параметрів кутової орієнтації в інерціально-супутникових системах, побудованих за методом компенсації або на основі калманівської фільтрації, досліджуються похибки вимірювання параметрів кутової орієнтації запропонованим методом при виконанні об'єктом різного роду маневрів з прискореннями і зміною кутового положення.

Are given the method of determination of angular parameters, which is used in micromechanical inertial-satellite systems, constructed by the method of compensation or based on the reduced Kalman filter. Measurement errors of roll and pitch angles are investigated by the proposed method with aircraft performing various maneuvers and with changing the acceleration and attitude.

Приведены варианты реконфигурации контуров автоматических управления БПЛА, в которых на этапе выхода из зоны активных радиопомех используется только достоверная информация, полученная путем автономного измерения, вследствие чего снижается риск потери БПЛА. Предлагаемые варианты построение контуров управления исследованы путем математического моделирования.

Рассмотрены преимущества воздушных перевозок с использованием в полете этапа дозаправки гражданских самолетов. Такие технологии обеспечивают, в частности, для региональных самолетов украинского производства значительные преимущества при их эксплуатации на дальних магистральных рейсах. Предложены варианты автоматизации этого этапа полета.

Розглянуто переваги повітряних перевезень з використанням у польоті етапу дозаправлення цивільних літаків. Такі технології забезпечують, зокрема, для регіональних літаків українського виробництва значні переваги під час їх експлуатації на дальніх магістральних рейсах. Запропоновано варіанти автоматизації етапу зближення заправних пристроїв з використанням прогнозної моделі.

Проаналізовано мікромеханічний сенсорний блок безплатформної інерціальної навігаційної системи, як основного компонента безпілотного літального апарата, а також розглянуто питання покращення технічних характеристик мікромеханічних гіроскопів. Такий тип датчиків характеризується значними інструментальними похибками та низькою чутливістю. Для підвищення чутливості мікромеханічного гіроскопа запропоновано використовувати режими резонансних коливань, які "оживляють" його інерційну масу. А для зменшення квадратурної похибки гіроскопа, яка є одною з основних перешкод на шляху підвищення його точності, запропоновано знизити рівень цих похибок не тільки за допомогою синхронного детектора, а й на його вході. Розроблено схему, яка забезпечує компенсацію квадратурних похибок не за контуром генерації механічного моменту, а за каналом вихідної напруги. Оскільки така схема не впливає на механічні квадратурні коливання інерційної маси, цей ефект можна інтерпретувати як режим автоколивань, який підвищує чутливість вторинного контуру мікромеханічного гіроскопа.

Показано проблемність побудови вимірників вертикалі на основі мікромеханічних акселерометрів і гіроскопічних датчиків. На основі аналізу частотних характеристик похибок мікромеханічних гіро- і акселерометричних вертикалей обгрунтовується доцільність їх комплексування з використанням методу компенсації. Наведено алгоритми та результати досліджень інтегрованих мікромеханічних гіровертикалей, що базуються на схемах компенсації з динамічними фільтрами першого порядку та третього порядку з форсуванням. Показані підходи до розв'язання задач польотного калібрування мікромеханічної гіровертикалі. Проведені дослідження запропонованої гіровертикалі з польотним калібруванням і схемою корекції показали хороші фільтруючі властивості і прийнятну точність вимірювання параметрів кутової орієнтації.

Розглянуто задачу корекції роботи безплатформенної інерціальної навігаційної системи, що використовується на борту безпілотного літального апарату. Завданням дослідження було моделювання точнісних характеристик безплатформенної інерціальної навігаційної системи на основі відомих (або заданих) інструментальних похибок її датчиків. Мета роботи - розробити математичну та комп'ютерну модель безплатформенної інерціальної навігаційної системи та оцінити точнісні характеристики на основі заданих значень похибок датчика. Метод. Розроблено математичну та комп'ютерну моделі безплатформенної інерціальної навігаційної системи на основі повільних, середніх та швидких циклів обчислення. Для моделювання точнісних характеристик безплатформенна інерціальна навігаційна система подається у вигляді системи динамічних та кінематичних рівнянь у місцевій геотопічній системи координат із обраною моделлю Землі з урахуванням компонентів прискорення сили тяжіння. Моделі датчиків розроблені на основі характеристик недорогих мікроелектромеханічних датчиків, що використовуються на борту. Алгоритми синтезу даних раніше вже були розглянуті і включають модифікований фільтр Калмана або, в деяких випадках, компліментарний фільтр за схемою компенсації, але тут детально не розглядаються. Матриця напрямних косинусів для алгоритмів числення шляху інерціальної навігації знайдена за методом Пуассона. Результати. Розроблені моделі були реалізовані та змодельовані в середовищі MATLAB + Simulink. Початкові параметри (похибки первинних датчиків інформації та умови польоту) під час моделювання були різноманітними: середні, високі та низькі широти; напрям польоту (вздовж і проти меридіану; за та проти напрямку обертання Землі). Висновки: розроблені моделі та їх випробування були порівняні з фактичними результатами тестування безплатформенної курсовертикалі СБКВ-П2А та підтвердили свою обгрунтованість. Це дозволяє рекомендувати їх для використання при проектуванні інерціальної навігаційної системи безпілотного літального апарату, а також для експериментального вивчення інноваційних алгоритмів синтезу обробки даних для інтегрованої супутникової та інерціальної навігаційної системи.

Розглянуто задачу корекції роботи безплатформенної інерціальної навігаційної системи, що використовується на борту безпілотного літального апарату. Завданням дослідження було моделювання точнісних характеристик безплатформенної інерціальної навігаційної системи на основі відомих (або заданих) інструментальних похибок її датчиків. Мета роботи - розробити математичну та комп'ютерну модель безплатформенної інерціальної навігаційної системи та оцінити точнісні характеристики на основі заданих значень похибок датчика. Метод. Розроблено математичну та комп'ютерну моделі безплатформенної інерціальної навігаційної системи на основі повільних, середніх та швидких циклів обчислення. Для моделювання точнісних характеристик безплатформенна інерціальна навігаційна система подається у вигляді системи динамічних та кінематичних рівнянь у місцевій геотопічній системи координат із обраною моделлю Землі з урахуванням компонентів прискорення сили тяжіння. Моделі датчиків розроблені на основі характеристик недорогих мікроелектромеханічних датчиків, що використовуються на борту. Алгоритми синтезу даних раніше вже були розглянуті і включають модифікований фільтр Калмана або, в деяких випадках, компліментарний фільтр за схемою компенсації, але тут детально не розглядаються. Матриця напрямних косинусів для алгоритмів числення шляху інерціальної навігації знайдена за методом Пуассона. Результати. Розроблені моделі були реалізовані та змодельовані в середовищі MATLAB + Simulink. Початкові параметри (похибки первинних датчиків інформації та умови польоту) під час моделювання були різноманітними: середні, високі та низькі широти; напрям польоту (вздовж і проти меридіану; за та проти напрямку обертання Землі). Висновки: розроблені моделі та їх випробування були порівняні з фактичними результатами тестування безплатформенної курсовертикалі СБКВ-П2А та підтвердили свою обгрунтованість. Це дозволяє рекомендувати їх для використання при проектуванні інерціальної навігаційної системи безпілотного літального апарату, а також для експериментального вивчення інноваційних алгоритмів синтезу обробки даних для інтегрованої супутникової та інерціальної навігаційної системи.

Розглянуто питання автоматизації керування посадкою літаків на коротку злітно-посадкову смугу. Запропоновано схему заходу на посадку за крутою глисадою з точкою дотику, розташованою на самому початку злітно-посадкової смуги, що дозволяє зменшити довжину повітряної ділянки заходу на посадку та необхідну довжину злітно-посадкової смуги. Представлено формули перерахунку параметрів глісади для реалізації автоматичного управління зниженням і посадкою літака. Для зменшення розміру зони посадки пропонується будувати траєкторію посадки за методом контролю кінцевого стану під час посадки за гнучкою траєкторією. Розглянуто принципи побудови систем автоматичного управління посадкою літаків на основі алгоритмів з прогнозуйочою моделлю з поступовим наближенням до горизонту прогнозування.

Розглянуто питання автоматизації керування важким квадрокоптером. Запропоновано математичну модель динаміки руху квадрокоптера, що враховує ефект інерційності зміни швидкості обертання несних гвинтів. У моделі розкриті залежності аеродинамічних сил і моментів, що діють на квадрокоптер. З метою спрощення досліджень пропонується використовувати для моделювання тільки математичну модель ізольованого, попередньо лінеаризованого поздовжнього руху квадрокоптера. Обгрунтовано використання для автоматичного керування квадрокоптера не ПІД-, а ПД-регулювання. Запропоновано варіанти законів керування, які виключають вплив ефекту інерційності на динаміку контурів автоматичного керування.

Проблема керування літальним апаратом розглядається для певного класу ситуації, а саме коли повітряне судно потрапляє в зону, де відсутній сигнал GPS, зі значними збуреннями різного характеру, що можуть спричинити конструктивні пошкодження та навіть втрату керування. Єдиним джерелом навігаційної інформації є, наприклад, інерціальна система навігації, яка корегується від, наприклад, кореляційно-екстремальної навігаційної системи. Завдання керування вирішується за допомогою методики точкової фільтрації для кореляційно-екстремальної навігаційної системи із включенням вектора управління. Далі структурна конфігурація проводиться шляхом перерозподілу керування або зміни закону управління з метою створення необхідних керуючих впливів, сил і моментів, підтримання прийнятної якості управління та повернення на задану лінію шляху. Відсутність достовірної навігаційної інформації компенсується за рахунок включення в контрольний контур кореляційно-екстремальної навігаційної системи, що працює над полем рельєфу Землі. Дослідження проводилися за допомогою математичного моделювання розроблених алгоритмів у програмному пакеті MATLAB з використанням поля рельєфу (частина території Карпат). Результати довели високу точність рішення навігації та стабільність керування, оцінену похибкою на замкненій траєкторії.

Показано, що у практиці проектування пілотажно-навігаційних комплексів (ПНК) доводиться вирішувати не тільки завдання однокритеріальної оптимізації, які стосуються області детермінованих процесів, але й оптимізувати випадкові величини і функції. Саме до таких завдань відноситься аналіз критерію точності проектованого ПНК. У роботі, розглядаючи процес навігації як стаціонарний випадковий процес, сформульовано ймовірнісний критерій якості літаководіння у вигляді кількісної оцінки точності ПНК, що забезпечує не вихід літака за межі заданого коридору протягом заданого часу. Одержано формули для розрахунку критерію точності ПНК за бічного ешелонування. Показано, що для розрахунку критерію точності ПНК достатньо знати кореляційну функцію помилок бічного відхилення, яку можна одержати або розрахунковим методом, або моделюванням або льотним експериментом.

Розглянуто способи побудови гіровертикалей на грубих мікроелектромеханічних елементах: датчиках кутової швидкості та акселерометрах. Підвищити точність мікроелектромеханічної гіровертикалі пропонується шляхом її комплексування із супутниковою навігаційною системою. Запропоновані в статті рішення надають змогу підвищити точність роботи інтегрованої гіровертикалі, побудованої на основі мікромеханічних технологій, шляхом комплексної обробки інформації, що використовує схему компенсації з новітнім динамічним фільтром, що практично не спотворює похибки безплатформної інерційної мікроелектромеханічної гіровертикалі, і одержати оцінку дорожньої швидкості і максимально оцінити шляхову швидкість. За відтвореною оцінкою пропонується сформувати схему швидкісної корекції гіровертикалі (схему демпфування), яка суттєво поліпшила точність оцінювання параметрів кутової орієнтації.