Решена многомерная задача синтеза оптимальной системы стабилизации гиростабилизатора (ГС) с учетом действующих в полете реальных возмущающих факторов. На примере синтеза оптимальной структуры системы коррекции одноосного ГС показана эффективность оптимальной системы в сравнении с существующей.

Описаны особенности динамической аттестации блоков датчиков угловой скорости и акселерометров как многомерных систем. Приведена схема стенда для аттестации блоков датчиков, а также регуляризованный спектральный алгоритм структурной идентификации моделей динамики многомерных блоков датчиков и их помех.

Розглянуто особливості побудови математичної моделі системи визначення курсу в режимі попереднього горизонтування. Модель містить рівняння руху платформи, кінематичні співвідношення та моделі акселерометрів. Одержано вирази для визначення умов стійкості досліджуваної системи.

Освещены основные вопросы начальной выставки платформенных инерциальных систем, сущность способов согласования приборного и навигационного трехгранников на Земле и в полете. Рассмотрены уравнения движения гироплатформы в режиме горизонтирования при наличии возмущений, представлены структурные схемы практической реализации данных систем. Показаны особенности использования сигналов каналов горизонтирования для определения азимутальной ориентации гироплатформы и расчета систематических дрейфов гироскопов. Приведены аналитические методы азимутальной выставки гироплатформы, а также ординарного и двойного гирокомпансирования на Земле.

Виконано аналіз особливостей математичного опису платформної системи стабілізації та визначення курсу в режимі приведення до горизонту. Запропоновано повну модель системи з урахуванням кутового руху платформи, особливостей управління досліджуваного режиму та наявності електронних пристроїв у складі реальних систем.

Исследовано движение гиростабилизированной платформы, удерживаемой в заранее заданном положении системой гироскопов, применяемой для определения углового положения летательного аппарата и не участвующей в колебаниях его корпуса.

Виконано аналіз особливостей приладового складу систем стабілізації інформаційно-вимірювальних пристроїв. Досліджено вплив інтервалу дискретизації і типу інерціального датчика на характеристики системи. Наведено результати моделювання.

Розроблено математичну модель методичних вібраційних похибок маятникового компенсаційного акселерометра з пружним підвісом чутливого елемента, які виникають в найбільш загальних умовах просторового коливального руху основи. Одержано аналітичні формули для розрахунку цих похибок, та виконано їх розрахунок для навігаційного акселерометра типу АК-6.

Проанализированы ошибки построения системы координат на летательном аппарате с помощью трехосной гиростабилизированной платформы с гироскопическими сенсорами. Раскрыта природа их возникновения в реверберационном пространстве навигационного оборудования вследствие дифракционных эффектов.

Наведено результати аналізу природи акустичного випромінювання, що проникає під головний аеродинамічний обтікач РН, і розкрито механізм появи додаткових похибок чутливих інерціальних елементів гіростабілізованих платформ внаслідок дифракційних ефектів.

Обгрунтовано актуальність вирішення проблеми фундаментальних досліджень нової прецизійної інерціальної навігаційної системи (НС), яка є важливою складовою гравіметричної системи за екстремальних умов. Проведено класифікацію НС, удосконалено систему їх керування. Розроблено та досліджено нову систему ударо- та віброзахисту з більш широкими функціональними можливостями у порівнянні з відомими, яка забезпечує задану точність НС. Запропоновано кутомірну систему більшої точності та швидкодії у порівнянні з відомими для попередньої високоточної наземної виставки навігаційних чутливих елементів (гравіметрів, акселерометрів). Проведено дослідження НС за допомогою цифрової обчислювальної машини. Наведено методику фільтрації вихідного сигналу авіаційної гравіметричної системи від похибок.

Забезпечення надійності та відмовостійкості систем управління, зокрема, систем навігації рухомих об'єктів є виключно актуальною задачею. Оскільки інерціальні системи навігації містять вимірювальні (апарати) і програмно-алгоритмічні засоби, необхідно забезпечити надійність і відмовостійкість і тих, і інших. Сучасні обчислювальні засоби характеризуються достатньою надійністю, тому є актуальною задача забезпечення надійності та відмовостійкості вимірювальних засобів систем навігації. Розглянуто функціонально надлишковий вимірювальний блок без карданної інерціальної навігаційної системи, що містить в якості вимірювачів чотири однокомпонентних гіроскопічних датчика кутової швидкості, чотири однокомпонентних маятникових акселерометри та систему обробки інформації, а осі чутливості всіх вимірювачів розташовані по твірній конуса та мають спільний початок на осі конуса. Наведено схему вимірювального блока та алгоритми обробки його інформації, які забезпечують відмовостійкість в разі відмови одного з датчиків кутової швидкості або акселерометра.

Розв'язано тривимірну задачу виникнення додаткових похибок інерціальних сенсорів гіростабілізованої платформи під дією проникаючого акустичного випромінювання високого рівня та аналітично визначено ступінь впливу дифракційних явищ.

Одержано моделі ідентифікації коефіцієнтів метрологічної моделі трьохосного блока навігаційних акселерометрів у разі його калібрування за новим методом шляхом виміру модуля вектора гравітаційного прискорення, який не потребує високоточного задавання його тестових положень відносно площини горизонту. Запропоновано забезпечувати необхідну точність вимірювання блока акселерометрів протягом всього часу експлуатації, шляхом його повторних калібрувань на обладнанні низької точності за розробленим методом.

Рассмотрено построение отказоустойчивого блока акселерометров бесплатформенной инерциальной навигационной системы беспилотного летательного аппарата с применением системного подхода, включающего в себя диагностирование технического состояния блока акселерометров и гибкого восстановления его работоспособности на основании результатов диагностирования.

Отражена проблематика диагностического обеспечения блока акселерометров, позволяющего диагностировать его техническое состояние с глубиной до вида отказа с последующим восстановлением работоспособности отказавшего измерителя в режиме реального времени. В результате исследования различных вариантов компоновки измерителей для задачи пространственного движения летательного аппарата получены критерии, выполнение которых обеспечивает глубокое диагностирование блока акселерометров без применения дополнительной информации от других измерительных блоков системы управления и при наличии минимальной аппаратной избыточности.

Отражена проблематика диагностического обеспечения блока акселерометров, позволяющего диагностировать его техническое состояние с глубиной до вида отказа с последующем восстановлением работоспособности отказавшего измерителя в режиме реального времени. В результате исследования различных вариантов компоновки измерителей для задач одноосного и плоскостного движения малогабаритного летательного аппарата получены критерии, выполнение которых обеспечивает глубокое диагностирование блока акселерометров без применения дополнительной информации от других измерительных блоков системы управления и при наличии минимальной аппаратной избыточности.

Головний показник якості системи навігації рухомих об'єктів - точність одержання навігаційних параметрів. Для інерціальних систем навігації цей показник в значній мірі визначається точністю інерціальних вимірювачів, які входять в систему. В безкарданних інерціальних навігаційних системах традиційно використовують прецизійні акселерометри для одержання інформації про компоненти вектора уявного прискорення корпуса рухомого об'єкта. Для одержання інформації про уявне прискорення об'єкта (уявну швидкість) використовують також гіроскопічні інтегратори лінійного прискорення. Показано можливість одержання інерціальної інформації за допомогою вимірювального блоку безкарданної навігаційної системи, який містить три гіроскопічних датчика кутової швидкості і три гіроскопічних інтегратора лінійних прискорень у ході орієнтації їх осей чутливості певним чином відносно системи координат, зв'язаної з рухомим об'єктом. Розроблено відповідні алгоритми визначення інерціальних параметрів для вимірювального блоку, який представлений.

Розглянуто метрологічну модель навігаційного маятникового акселерометра та методику його статичної калібровки за допомогою методу тестових поворотів в гравітаційному полі Землі. Представлено результати калібровки за розробленою методикою навігаційного акселерометра типу АЛ-15.

Удосконалено метод комплексної обробки даних в інтегрованій ІСНС. Модифіковано метод оновлення навігаційних параметрів автономно БІНС. Розроблено ітераційний метод початкової виставки БІНС. Удосконалено методи калібрування акселерометрів і датчиків кутової швидкості типу MEMS. Розроблено програмне забезпечення та виготовлено експериментальний зразок інтегрованої ІСНС. Розроблено метод оцінювання ефективності інтегрованої навігаційної системи безпілотного літального апарата.