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.

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.

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.

Проаналізовано сумарний вплив систематичного дрейфу гіроскопа та зсув нуля акселерометра на похибки визначення вертикалі, швидкості та пройденого шляху конкретної інерціальної навігаційної системи. Наведено аналітичні вирази вихідних сигналів та їх графічні зображення.

Розглянуто метод компенсації з подальшою позиційною і швидкісною корекцією. Наведено результати моделювання інерціальної системи, що коректується.

Проаналізовано структурну побудову, алгоритми функціонування інерціальних навігаційних систем (ІНС), обсяг та зміст їх вихідної інформації. На підставі цих даних розроблено математичну модель сумісної роботи ідеальної ІНС та доплерівського вимірювача швидкості та кута зсуву. Виходячи з основних положень теорії обробки інформації у пілотажно-навігаційних комплексах, зроблено обгрунтований висновок про працездатність цієї моделі.

Запропоновано узагальнену структурну схему високоточної системи управління на базі комплексування інерціальної навігаційної системи та кореляційно-екстремальної системи навігації високошвидкісних літальних апаратів за наземними орієнтирами.

Приведен анализ уравнений ошибок бесплатформенных инерциальных систем (БПИС) навигации летательных аппаратов и получены уравнения ошибок определения навигационных параметров, применимые для широкого диапазона инструментальных ошибок инерциальных датчиков. Рассмотрены вопросы анализа наблюдаемости инструментальных ошибок БПИС навигации. Дан анализ наблюдаемости для различных моделей инструментальных ошибок с последующим установлением их обнаруживаемости (в случае невыполнения условия полной наблюдаемости).

Предложена компоновка датчиков угловой скорости и акселерометров в БИНС БПЛА, позволяющая обеспечивать ее полное диагностирование с глубиной до места отказа. Представлены диагностические модели БИНС БПЛА и ее функциональных элементов, приведены разработанные алгоритмы диагностического обеспечения БИНС БПЛА и результаты их экспериментального исследования. Экспериментальные исследование показали, что применение сигнально-параметрического подхода позволило диагностировать техническое состояния БИНС БПЛА с глубиной до места отказа, а в последующем полученная информация о техническом состоянии может быть использована для решения последующих задач диагностического обеспечения - определение класса и вида отказа.

Рассмотрены основные особенности алгоритмов коррекции ошибок миниатюрной бесплатформенной инерциальной навигационной системы. Приведены результаты экспериментальных исследований дешевой интегрированной навигационной системы, разработанной в Национальном аэрокосмическом университете им. Н. Е. Жуковского "ХАИ". Показано возможность получения требуемой точности формирования навигационных параметров при использовании алгоритма коррекции с обратной связью по полному вектору оценок ошибок миниатюрной бесплатформенной инерциальной навигационной системы.

Визначено і обгрунтовано можливості застосування екіпажем на борту літака кореляційно-екстремальних навігаційних систем як датчиків-коректорів зчислених інерціальною навігаційною системою поточних координат ЛА. Обгрунтовано можливість візуалізації запрограмованих цифрових масивів локальних і регіональних магнітних аномалій за допомогою екранної системи індикації для оперативної оцінки навігаційної обстановки. Розкрито нові аспекти інтерактивного режиму роботи сучасних прицільно-навігаційних пілотажних комплексів.

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.

Розроблено та вдосконалено методи корекції помилок мініатюрних безплатформних інерціальних навігаційних систем (мініБІНС) на низькоточних мініатюрних недорогих мікроелектромеханічних (МЕМС) датчиках, сферою використання яких є нетрадиційні для інерціальних навігаційних систем (ІНС), а саме: робототехніка, мініатюрні безпілотні літальні апарати. Удосконалено математичні моделі помилок інтегрованих мініБІНС шляхом урахування особливостей МЕМС інерціальних датчиків низької точності, що дозволило підвищити точність описання помилок низькоточних інерціальних систем у 1,5 раза у порівнянні з традиційними. Розроблено метод формування оцінюваного вектора помилок мініБІНС, який дозволяє визначити відновлюваність інструментальних похибок інерціальних датчиків, що дозволяє забезпечити ідентифікацію всіх компонент вектора помилок системи. Розвинуто метод корекції мініБІНС на підставі результатів проведених досліджень, зокрема, аналізу точності різних видів зворотніх зв'язків процесу корекції за оцінками помилок. Використання цього методу дозволило підвищити точність формування параметрів орієнтації та навігації мініБІНС у порівнянні з існуючими методами корекції БІНС за зовнішніми вимірюваннями удвічі.

Розкрито принципи побудови супутникових і інерціальних навігаційних систем (НС) повітряних суден. Розглянуто датчики первинної інформації інерціальних НС, зокрема, мікромеханічні, виготовлені на основі MEMS-технологій, а також варіанти побудови гіростабілізованих платформ. Проаналізовано джерела похибок і одержано математичні моделі еволюції похибок окремих НС. Наведено типові алгоритми функціонування супутникових та інерціальних НС. Подано класифікацію інерціально-супутникових НС і можливі варіанти їх реалізації. Сформульовано завдання оптимального комплексування інерціальної та супутникової НС. Запропоновано оптимальні та субоптимальні алгоритми комплексної обробки інформації в інерціально-супутникових системах навігації.

Освещены теоретические основы инерциальной навигации, основной режим работы и начальная выставка (на неподвижном и на подвижном основании) бесплатформенных инерциальных систем (БИНС). Приведены основные сведения для пояснения принципа работы, показаны разновидности уравнений ориентации, различные формы записи скоростей и ускорений в подвижных системах координат. Представлены примеры возможных алгоритмов работы. Значительное внимание уделено калибровке параметров чувствительных элементов как в производстве, так и в полете. Даны алгоритмы коррекции от спутниковой навигационной системы и астровизиров. Приведены примеры моделирования.

Вирішено проблему підвищення точності вимірювання механічних величин (широти, довготи, курсу, швидкості, прискорення) сучасної навігаційної системи (НС) рухомого об'єкта з удосконаленням системи керування НС, яка забезпечує похибку стабілізації лінії візування. Викладено новий підхід забезпечення точності елементів, пристроїв і систем керування (СК) НС. Розроблено графічний метод визначення вимог до параметрів СК, запропоновано базову функціональну схему СК лінією візування з використанням двоступеневих зустрічно спрямованих гіроскопів, з компенсацією похибок по третій осі. Описано систему ударо- і віброзахисту для покращення експлуатаційного захисту гіростабілізатора НС від ударів з гарантуванням заданої точності. Охарактеризовано новий прецизійний вимірювач кутів для попередньої високоточної наземної виставки навігаційних елементів НС. Досліджено методи параметричної оптимізації на стадії проектування прецизійної НС.

Показана возможность коррекции ошибок БИНС с использованием данных от оптического датчика. Рассмотрены вопросы анализа наблюдаемости расширенного набора инструментальных погрешностей интегрированной бесплатформенной инерциальной системы навигации. Проведен анализ наблюдаемости инструментальных ошибок интегрированной навигационной системы для различных комбинаций погрешностей чувствительных элементов в предположении наличия прямого измерения угловых параметров летательного аппарата. Проанализированы результаты оценивания ошибок на этапе моделирования полетов.

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.