RU213778U1

RU213778U1 - Устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата

Info

Publication number: RU213778U1
Application number: RU2022116829U
Authority: RU
Inventors: Ольга Алексеевна Черкасова; Александр Александрович Скрипкин
Filing date: 2022-06-22
Publication date: 2022-09-28

Abstract

Полезная модель относится к авиационной технике, а именно к навигационному управлению летательных аппаратов, и может быть использована для решения навигационных задач и повышения точности определения параметров ориентации летательных аппаратов, а именно для автономной коррекции курсового угла летательного аппарата. Технической проблемой полезной модели является повышение безопасности полетов. Технический результат от использования полезной модели заключается в увеличении точности определения курсового угла летательного аппарата без привлечения дополнительной внешней информации. Техническая проблема решается тем, что в устройстве автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, включающем в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе летательного аппарата магнитометров для измерения продольной, поперечной и нормальной составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля, гироскоп направления для определения гироскопического курса летательного аппарата, гировертикаль для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, первый вычислитель для определения коэффициентов Пуассона, второй вычислитель для определения текущего значения магнитного курса летательного аппарата, третий вычислитель для определения текущего значения угла магнитного склонения, четвертый вычислитель для определения текущего значения угла магнитного наклонения, пятый вычислитель для определения корректирующего значения угла курса летательного аппарата и соответствующих ему значения углов крена и тангажа летательного аппарата, блок переключения с запоминающим устройством и сумматор, согласно полезной модели, блок магнитометров установлен на немагнитной площадке, снабженной приводом, выполненной с возможностью разворота по углам тангажа и крена и соединенной с выходами пятого вычислителя по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата. 1 ил.

Description

Полезная модель относится к авиационной технике, а именно к навигационному управлению летательных аппаратов, и может быть использована для решения навигационных задач и повышения точности определения параметров ориентации летательных аппаратов, а именно для автономной коррекции курсового угла летательного аппарата.

Известны устройства по способу астрономической коррекции курсового угла летательных аппаратов [Черенков С.А. О перспективных астрокорректорах астроинерциальных навигационных систем / С.А. Черенков, А.А. Худяков // Труды МИЭА. Навигация и управление летательными аппаратами. - 2017. - № 18. - С. 35-42, Звёздные датчики ориентации в астроинерциальных системах летательных аппаратов / Р.В. Бессонов, Е.В. Белинская, Н.Н. Брысин и др.] // Современные проблемы дистанционного зондирования Земли из космоса. - 2018. - Т. 15. - № 6. - С. 9-20. - DOI 10.21046/2070-7401-2018-15-6-9-20] - астрономические компасы, использующие закономерности движения небесных светил, для определения истинного курса, имеющие в своем составе блоки оптических датчиков с системами визирования. Основными идеями построения астрономических компасов являются две: первая - построение модели автоматически действующей небесной сферы (точнее, части ее), в результате чего образуется указатель истинного меридиана (экваториальный астрономический компас); другая - измерение курсового угла светила путем пеленгации последнего и вычисление азимута светила по данным координат местонахождения объекта и географического места светила (горизонтальный астрономический компас). Суммирование этих двух углов дает истинный курс.

Недостатком является то, что работа астрономической коррекции курса летательного аппарата зависит от погодных условий, т. е. в условиях видимости небесных светил. Учитывая это обстоятельство, гражданская авиация астрономических средств практически не применяет повсеместно, за исключением самолетов, эксплуатируемых в полярных районах, где начальная выставка и определение курса затруднительно без использования небесных светил и созвездий. Для военной авиации, в частности для стратегических бомбардировщиков, а также для межконтинентальных баллистических ракет и космических аппаратов астрономические системы широко используются и до настоящего времени, как эффективное средство коррекции траектории полета.

Известны устройства по способу коррекции курсового угла летательного аппарата с помощью радиотехнических средств [Авиационная радионавигация: Справочник./А.А. Сосновский, И.А. Хаймович, Э.А. Лутин, И.Б. Максимов; Под ред. А.А. Сосновского. М.: Транспорт, 1990. 264 с.; Патент на изобретение РФ №2138060. Устройство формирования навигационных поправок, МПК G01S 3/10, G01C 21/24, опубликован 20.09.1999 г.; Пролетарский А.В., Неусыпин К.А. Способы коррекции навигационных систем и комплексов летательных аппаратов // Инженерный журнал: наука и инновации. 2012. №3 (3)]. Указанные устройства включают в свой состав дополнительные радиопередающие и радиоприемные блоки, а также системы пеленгации радиомаяков.

Недостатком устройств по данному способу является необходимость наличия дополнительных радиоприемных и радиопередающих устройств на борту летательного аппарата, а также наличие постоянно действующей, например, наземной, сети радиомаяков.

Известно устройство по способу определения девиации курсоуказателя подвижного объекта [Патент на изобретение РФ №1633930, МПК G01C 17/38, опубликовано 24.07.1989 г.]. Способ и реализующее его устройство, включающее в себя гироскоп направления, гировертикаль, трехкомпонентный магнитометр и вычислитель, основаны на предстартовом определении коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля подвижного объекта и использовании разработанных зависимостей для определения магнитного курса в процессе движения объекта.

Недостатком устройства по данному способу является невозможность автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, причем отсутствие данной информации приводит к накоплению ошибок в определении параметров ориентации летательного аппарата.

Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата авторов [патент на изобретение (ПМ) № 145937, 2014 г.]. Устройство автономной коррекции курсового угла включает в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе летательного аппарата магнитометров для измерения продольной, поперечной и нормальной составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата на оси связанной с летательным аппаратом системы координат, гироскоп направления для определения гироскопического курса летательного аппарата, гировертикаль для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, первый вычислитель для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля летательного аппарата, второй вычислитель для определения текущего значения магнитного курса летательного аппарата, третий вычислитель для определения текущего значения угла магнитного склонения, четвертый вычислитель для определения текущего значения угла магнитного наклонения, пятый вычислитель для определения корректирующего значения угла курса летательного аппарата и соответствующих ему значения углов крена и тангажа летательного аппарата, блок переключения с запоминающим устройством и сумматор.

Недостатком известного устройства является необходимость для корректирования угла курса периодического выполнения пространственного маневра самим летательным аппаратом, при котором проекции вектора напряженности геомагнитного поля на продольную и поперечную оси летательного аппарата становятся нулевыми, поскольку подобный пространственный маневр - элемент виража - при движении летательного аппарата с одновременным изменением его углов по тангажу и крену по требуемой зависимости затруднителен и может быть реализован только приблизительно, с погрешностями, которые приводят к погрешностям сигнала коррекции по углу курса, что в итоге приводит к накоплению ошибок в определении параметров ориентации летательного аппарата.

Технической проблемой полезной модели является повышение безопасности полетов.

Технический результат от использования полезной модели заключается в увеличения точности определения курсового угла летательного аппарата без привлечения дополнительной внешней информации.

Указанная техническая проблема решается тем, что в устройстве автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, включающем в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе летательного аппарата магнитометров для измерения продольной, поперечной и нормальной составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата на оси связанной с летательным аппаратом системы координат, гироскоп направления для определения гироскопического курса летательного аппарата, гировертикаль для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, первый вычислитель для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля летательного аппарата, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата, гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входом первого вычислителя, второй вычислитель для определения текущего значения магнитного курса летательного аппарата, третий вычислитель для определения текущего значения угла магнитного склонения, четвертый вычислитель для определения текущего значения угла магнитного наклонения, пятый вычислитель для определения корректирующего значения угла курса летательного аппарата и соответствующих ему значения углов крена и тангажа летательного аппарата, блок переключения с запоминающим устройством и сумматор, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата дополнительно соединены с входом второго вычислителя, выход первого вычислителя соединен с входами второго вычислителя, выходы гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входами второго вычислителя, выход гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и выход пятого вычислителя по корректирующему сигналу курса соединен с входами блока переключения с запоминающим устройством, выход которого совместно с выходами второго и третьего вычислителя соединен с входами сумматора, выход которого поступает в пилотажно-навигационный комплекс летательного аппарата и, кроме того, соединен с входами третьего, четвертого и пятого вычислителей, выход четвертого вычислителя по текущему значению угла магнитного наклонения соединен с входом пятого вычислителя, с выхода которого в пилотажно-навигационный комплекс летательного аппарата поступают значения по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата, согласно полезной модели, блок магнитометров установлен на немагнитной площадке, снабженной приводом, выполненной с возможностью разворота по углам тангажа и крена и соединенной с выходами пятого вычислителя по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата.

Схема предлагаемого устройства поясняется чертежом, на котором позициями обозначено:

1 - магнитометр,

2 - гироскоп направления,

3 - гировертикаль,

4 - первый вычислитель,

5 - второй вычислитель,

6 - третий вычислитель,

7 - четвертый вычислитель,

8 - пятый вычислитель,

9 - блок переключения с запоминающим устройством (БП с ЗУ),

10 - сумматор,

11 - немагнитная площадка.

Устройство включает в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров (1) для измерения продольной (Н_х), поперечной (Н_z) и нормальной (Н_y) составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля объекта на оси связанной с летательным аппаратом системы координат OXYZ, гироскоп (2) для определения направления гироскопического курса (ϕ_г) подвижного объекта, гировертикаль (3) для определения углов крена (γ) и тангажа (ν) подвижного объекта, выполненные, например, по МЕМС-технологии, первый вычислитель (4) для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля подвижного объекта, причем выходы блока магнитометров (1) по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата, гироскопа направления (2) по углу гироскопического курса летательного аппарата и гировертикали (3) по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входом первого вычислителя (4), на вход первого вычислителя, кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовые значения горизонтальной (Н_г0) и вертикальной (Н_в0) составляющих вектора напряженности геомагнитного поля и угла магнитного наклонения (θ), измеренные, например, с помощью дефлектора и инклинатора, а выходы блока магнитометров (1) по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата дополнительно соединены с входом второго вычислителя (5), выход первого вычислителя (4) соединен с входами второго вычислителя (5), причем первый вычислитель (4) задействован только в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта, выходы гировертикали (3) по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входами второго вычислителя (5), выход гироскопа направления (2) по углу гироскопического курса летательного аппарата и выход пятого вычислителя (8) по корректирующему сигналу курса соединен с входами блока переключения с ЗУ (9), выход которого совместно с выходами второго (5) и третьего вычислителя (6) соединен с входами сумматора (10), выход которого по скорректированному углу курса поступает в пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) летательного аппарата и, кроме того, соединен с входами третьего (6), четвертого (7) и пятого (8) вычислителей, на входы третьего (6) и четвертого вычислителей (7) с ПНК поступают данные о времени полета (t) и скорости полета (V) летательного аппарата, на вход третьего вычислителя (6), кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовые значения широты и долготы, а также текущие координаты Северного магнитного полюса и координаты Северного географического полюса, на вход четвертого вычислителя (7), кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовое значение угла магнитного наклонения (θ), выход четвертого вычислителя (7) по текущему значению угла магнитного наклонения (θ_T) соединен с входом пятого вычислителя (8), с выхода которого в ПНК летательного аппарата поступают значения по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата; при этом блок магнитометров (1) установлен на немагнитной площадке (11), снабженной приводом и способной программно разворачиваться по углам тангажа и крена, соединенной с выходами пятого вычислителя (8) по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата.

Приведем теоретическое обоснование, позволяющее реализовать предлагаемое устройство.

Укажем, что магнитная девиация магниточувствительных датчиков обусловлена наличием собственного магнитного поля подвижного объекта, которое содержит постоянную и переменную составляющую, а изменение проекций результирующего магнитного поля подвижного объекта на оси чувствительности магниточувствительных датчиков связано с изменением ориентации подвижного объекта относительно вектора напряженности геомагнитного поля. Поэтому постоянное магнитное поле носителя зависит от наличия на подвижном объекте элементов из магнитомягких и магнитотвердых материалов, характеризующихся магнитной восприимчивостью к внешнему магнитному полю (намагниченностью в технологических и эксплуатационных условиях).

Эта составляющая напряженности магнитного поля носителя (δН_п=colon (P, Q, R) фиксирована относительно корпуса основания при изменении ориентации объекта. Переменное магнитное поле носителя δН_пер складывается из четырех составляющих: магнитного поля вихревых токов δН_вх; индуктивного поля магнитных масс δН_и; магнитного поля электрических нагрузок δН_э; магнитного поля двигателей δН_дв.

Напряженность результирующего магнитного поля носителя определяется векторной суммой составляющих

где: Н^- - напряженность геомагнитного поля,

Превалирующую роль в формировании магнитного поля носителя обычно играют три первые составляющие (причем

образуют в сумме магнитные помехи от ферромагнитных масс

определяемые в проекциях на связанные оси объекта OXYZ векторно-матричным уравнением Пуассона:

где: S - матрица коэффициентов Пуассона:

A - матрица ориентации системы координат, связанной с объектом OXYZ, относительно горизонтальной геомагнитной системы координат.

Переменную и постоянную составляющие собственного магнитного поля летательного аппарата (ЛА), определяемые соответственно коэффициентами Пуассона и компонентами постоянного магнитного поля подвижного объекта, находим следующим образом.

Предположим, что имеется не менее четырех результатов экспериментов, проведенных при четырех различных курсах ϕ_i объекта, на каждом из которых при соответствующих значениях углов тангажа ν_i и крена γ_i (указанные измерения возможно проводить также сразу после взлета объекта на вираже в процессе набора им высоты), измеряют продольную Н_xi, поперечную Н_zi и нормальную Н_yi компоненты результирующего магнитного поля объекта; формирует три разностных уравнения Пуассона (2), которые запишутся в матричном виде следующим образом:

Разностные уравнения (4) должны удовлетворять непременному условию (i≠j) и каждый результат эксперимента (i или j) не должен повторяться в системе более чем два раза.

Системе трех уравнений вида (4) соответствует система девяти скалярных разностных уравнений Пуассона следующего вида:

где: a_i, a_j, b_i, b_j, c_i, c_j - функции, определяемые зависимостями от составляющих Н_Г, Н_В, вектора Н^- и углов ориентации подвижного объекта (ϕ_i; ν_i; γ_i; ϕ_j; ν_j; γ_j) при

Выражения для a_j, b_j, c_j записываются аналогично (6).

Систему девяти скалярных уравнений вида 5 можно привести к матричной форме:

где:

матрицы-столбы размером (9×1); N - квадратная матрица размером (9×9) с элементами:

Причем

где Н_X12=Н_X1-Н_X2; Н_Y12=Н_Y1-Н_Y2; … Н_Z24=Н_Z2-Н_Z4.

Матрица N для системы девяти уравнений вида (5), соответствующая варианту трёх экспериментов типа (1-2)→(1-3)→(2-4) имеет следующий вид:

Матрица N является неособенной, так как не содержит линейно зависимые строки и столбцы. Для нахождения обратной матрицы N^-1 детерминант матрицы N может быть определен по стандартной программе, например, приведением матрицы к форме Фробениуса (диагонализация матрицы) с последующим определением произведения элементов главной диагонали; окончательно детерминант матрицы N имеет вид:

Решая далее уравнение (7) относительно Y^-, получим:

Раскрывая решение (11), используя формулы Крамера, находим следующие выражения для определения коэффициентов Пуассона и составляющих вектора постоянного магнитного поля носителя:

где:

вспомогательные функции, зависящие от углов ориентации носителя (ϕ_i; ν_i; γ_i) и угла магнитного наклонения θ (см. формулу 13 в описании устройства - прототипа);

после определения коэффициентов Пуассона (12) составляющие вектора постоянного магнитного поля носителя определяются следующим образом:

где: функции a_i, b_i, c_i определяются выражениями (6).

Напряженность магнитных помех от ферромагнитных масс объекта может превышать по модулю вектора Н^- напряженности геомагнитного поля. В тоже время магнитная девиация магниточувствительных датчиков курсовых систем снижается при использовании немагнитной площадки при их размещении на ней (11, фиг.).

Преобразуем матричное уравнение Пуассона (2) к следующему виду:

где Н_x, Н_y, Н_z - проекции вектора H^- результирующего магнитного поля объекта на его оси OX, OY, OZ; E - единичная матрица размером (3×3); Н_Г, Н_В - горизонтальная и вертикальная составляющие вектора H^- напряженности геомагнитного поля, определяемые соотношениями:

- матрица направляющих косинусов;

ϕ, ν, γ - углы магнитного курса, тангажа и крена ЛА, соответственно.

Коэффициенты Пуассона (12) и составляющие постоянного магнитного поля объекта

с течением времени не изменяются для конкретного фиксированного распределения ферромагнитных масс объекта. Следовательно, матричное уравнение (14) с учетом (15) можно записать следующим образом:

Решая уравнение (16), получим

где: M^-1 - обратная матрица.

С учетом соотношений (11, 12) получаем:

В итоге соотношения для нахождения горизонтальной Н_Г и вертикальной Н_В составляющих вектора Н^- напряженности геомагнитного поля запишутся в следующем виде:

где m_x=(P_xS_x+P_yS_y-P_zS_z)/D, m_y=(N_xS_x-N_yS_y-N_zS_z)/D,

Соотношение для нахождения магнитного курса запишется в следующем виде:

Дополнительно рассмотрим трехкомпонентный магнитометр, чувствительные элементы которого жестко установлены на борту ЛА таким образом, что углы крена (γ) и тангажа (ν) ЛА одновременно являются углами отклонения чувствительных элементов магнитометра от горизонтальной плоскости. Показания магнитометра определяются проекциями вектора

напряженности геомагнитного поля на оси датчика. Рассмотрим следующий вариант определения магнитного курса на борту ЛА. Используя ранее принятые обозначения, запишем проекции вектора

напряженности геомагнитного поля на оси горизонтального сопровождающего трехгранника:

Символ “T” обозначает операцию транспонирования матричного произведения. Запишем в скалярной форме уравнения (19):

Тогда угол магнитного курса ЛА, определяемого по уравнению (18), с учётом (19) запишем следующим образом:

Отметим, что при совпадении нормальной оси ЛА с направлением вектора Н^- (то есть, при Н_x=Н_z=0) соотношение (20) принимает следующий вид:

Все множество пространственных положений чувствительного элемента магнитометра, при которых проекции вектора

на горизонтальную плоскость нулевые (Н_x=Н_z=0), может быть получено путем вращения чувствительного элемента магнитометра на угол

вокруг его нормальной оси

предварительно совмещенной с направлением вектора

С другой стороны, все это множество пространственных положений чувствительного элемента магнитометра может быть получено путем трех последовательных поворотов трехгранника

на углы ϕ, ν, γ - курса, тангажа и крена ЛА. Запишем это в матричной форме:

Решая матричное уравнение (22), приравнивая соответствующие элементы матриц и, исключая из соотношений вспомогательный угол (χ), получаем в итоге следующие зависимости, связывающие углы тангажа и крена ЛА с углом курса ЛА и углом магнитного наклонения, при которых вертикальная ось ЛА совпадает с направлением вектора

:

Устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата функционирует следующим образом - по сигналам блока из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров (1) для измерения продольной (Н_х), поперечной (Н_z) и нормальной (Н_y) составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля объекта на оси связанной с ЛА системы координат OXYZ, гироскопа (2) направления гироскопического курса (ϕ_г) подвижного объекта, гировертикали (3) для определения углов крена (γ) и тангажа (ν) подвижного объекта, выполненных, например, по МЕМС-технологии, первый вычислитель (4) определяет в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта во время набора высоты на вираже, коэффициенты Пуассона и компоненты постоянного магнитного поля подвижного объекта по соотношениям (6, 12, 13), характеризующие собственное магнитное поле подвижного объекта в точке установки магнитометра. В процессе полета объекта второй вычислитель (5) по уравнениям (18) определяет текущее значение магнитного курса подвижного объекта (ϕ_м); третий вычислитель (6) на основе введенных и поступающих в него данных с пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) ЛА о скорости и времени полета (V, t), скорректированном значении курса ЛА (ϕ), координатах точки старта ЛА (ϕ₀, λ₀), текущих координатах Северного магнитного полюса (ϕ_смп, λ_смп) - с учетом его постоянного ежегодного дрейфа со скоростью порядка 65 (км/год) - (по данным Национального управления океанических и атмосферных исследований (National Oceanic and Atmospheric Administration; NOAA - федеральное ведомство США, которое занимается различными видами метеорологических и геодезических исследований и прогнозов; официальный сайт: https://www.noaa.gov; в 2021 г. точка Северного магнитного полюса имеет следующие координаты: ϕ_смп=86,4° с.ш.; λ_смп=156,789° з.д.; координаты Северного географического полюса (ϕ_сгп=90° с.ш.; долготы точка Северного географического полюса не имеет) определяет по счислению текущих координат ЛА по следующим соотношениям:

и далее, используя указанные координаты, по формулам сферической тригонометрии [Кранц П. Сферическая тригонометрия: Пер. с нем. М.: ЛКИ, 2007. - 96 с] постоянно в процессе полета определяет текущее значение угла магнитного склонения d_c по формуле:

где: s=(a+b+c)/2; a, b, c - стороны сферического треугольника, представляющие собой отрезки дуг большого круга, соединяющие точки Северного магнитного полюса, Северного географического полюса и текущую точку на земной сфере местоположения ЛА; поступающее в сумматор (10); четвертый вычислитель (7) на основе введенных и поступающих в него данных с пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) ЛА о скорости и времени полета (V, t), скорректированном значении курса ЛА (ϕ), значении угла магнитного наклонения в точке старта (θ) определяет текущее значение угла магнитного наклонения (θ_т), поступающее в пятый вычислитель (8).

Для определения текущего значение угла магнитного наклонения (θ_т) в четвертом вычислителе (7) использованы следующие теоретические положения: исходя из структуры магнитного поля Земли в первом приближении в районе магнитного экватора можно считать Н=Н_г≈55 мкТл, Н_в=0, угол магнитного наклонения θ=0°; при движении по меридиану примерно через 10000 км в районе магнитного полюса Н=Н_в≈66 мкТл, Н_г=0, угол магнитного наклонения θ=90°; поэтому для определения в первом приближении текущего значения угла магнитного наклонения вектора напряженности геомагнитного поля воспользуемся следующим соотношением:

где: V и t - соответственно, скорость и время полета ЛА.

Пятый вычислитель (8) на основе поступающих в него данных о текущем значении угла магнитного наклонения вектора напряженности геомагнитного поля (θ_Т) и скорректированном значении курса ЛА (ϕ) по соотношениям (21, 23) определяет значения углов тангажа (ν_кор) и крена (γ_кор) ЛА, при которых вертикальная ось ЛА совпадает с направлением вектора Н напряженности геомагнитного поля, поступающие далее в ПНК ЛА; а также значение угла курса ЛА (ϕ_кор); являющимся корректирующим для устройства

и, который поступает затем в БП с ЗУ (9).

Блок переключения с запоминающим устройством (9) функционирует следующим образом: периодичность коррекции курсового угла определяется, в том числе, задачей, решаемой в полете ЛА, а также точностью гироскопического устройства для определения значения угла гироскопического курса ЛА (ϕ_г); так, например, при использовании микросборок датчиков (IMU) на основе MEMS-технологии накапливающаяся погрешность при определении угла курса ЛА может достигать 6°…8° угловых градусов за час полета и более; при использовании блоков датчиков на основе волоконно-оптических гироскопов (ВОГ) накапливающаяся погрешность при определении угла курса ЛА может достигать в среднем 2°…3° угловых градусов за час полета и более.

Предположим, что перед стартом ЛА, исходя из задачи полета, определена периодичность коррекции - 1 раз через 30 мин полета; поэтому в полете ЛА с указанной периодичностью при его движении с постоянным курсом коррекция выполняется следующим образом: блок трех ортогональных магнитометров (1), установленный на немагнитной площадке (11), по сигналам пятого вычислителя (8) о значениях углов тангажа (ν_кор) и крена (γ_кор) ЛА, при которых вертикальная ось ЛА совпадает с направлением вектора напряженности геомагнитного поля, из своего основного положения, при котором оси каждого из трех ортогональных, жестко закрепленных на корпусе объекта, магнитометров (1), параллельны соответственно продольной, боковой и нормальной осям ЛА, осуществляет разворот на несколько секунд (например, 3…5 с) на указанные углы, вычисленные в пятом вычислителе (8), поступающие далее и в ПНК ЛА; определяя при этом также значение угла курса ЛА (ϕ_кор); являющимся корректирующим для устройства (24). После этого немагнитная площадка (11) по сигналам пятого вычислителя (8) сразу же вновь разворачивается в свое прежнее основное положение, при котором оси каждого из трех ортогональных, жестко закрепленных на корпусе объекта, магнитометров (1) становятся параллельны соответственно продольной, боковой и нормальной осям ЛА и фиксируется в нем.

В этом случае по сигналу пятого вычислителя (8) в БП и ЗУ (9) осуществляется переключение угла гироскопического курса (ϕ_г), поступающего в него с гироскопического устройства, на корректирующий угол курса (ϕ_кор), определенный в пятом вычислителе (8), при этом определяется величина погрешности курсового угла (δ_кор) по соотношению

которая запоминается в блоке (9) и учитывается с обратным знаком до следующего момента коррекции в сигнале гироскопического курса (ϕ_г), обнуляя тем самым накапливающуюся погрешность в определении курсового угла ЛА.

В сумматоре (10) происходит стандартная для курсовой гиромагнитной системы процедура осреднения гироскопического курса (ϕ_г) и магнитного курса (ϕ_М) подвижного объекта [Шивринский В.Н. Навигационные системы летательных аппаратов. Ульяновск, УлГТУ, 2012 г., 148 с], в результате который с выхода сумматора (10) снимается полностью скорректированный сигнал курса подвижного объекта (ϕ), поступающий затем в блоки (6, 7, 8) устройства и в ПНК ЛА.

Программный разворот немагнитной площадки (11) с размещенным на ней блоком трех ортогональных магнитометров (1) на углы тангажа (ν_кор) и крена (γ_кор), при которых вертикальная ось ЛА совпадает с направлением вектора напряженности геомагнитного поля, осуществляется с помощью стандартных малогабаритных электроприводов - актюаторов (например, официальный сайт: www.actuator.com).

В качестве гироскопических датчиков для определения курса и вертикали, а также магнитометрических датчиков могут быть использованы микросборки (IMU) высокоточных датчиков, выполненные по МЕМS-технологии, например, MEMS типов SFIM300 и др. компании Sensonor AS, Norway; (официальный сайт www.sensonor.com).

Предложенные зависимости для определения во время полета магнитного курса объекта, горизонтальной и вертикальной составляющих геомагнитного поля, параметров собственного магнитного поля ЛА и других величин могут быть реализованы вычислительным путем в бортовой ЦВМ.

Claims

Устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, включающее в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе летательного аппарата магнитометров для измерения продольной, поперечной и нормальной составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата на оси, связанной с летательным аппаратом системы координат, гироскоп направления для определения гироскопического курса летательного аппарата, гировертикаль для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, первый вычислитель для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля летательного аппарата, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата, гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входом первого вычислителя, второй вычислитель для определения текущего значения магнитного курса летательного аппарата, третий вычислитель для определения текущего значения угла магнитного склонения, четвертый вычислитель для определения текущего значения угла магнитного наклонения, пятый вычислитель для определения корректирующего значения угла курса летательного аппарата и соответствующих ему значений углов крена и тангажа летательного аппарата, блок переключения с запоминающим устройством и сумматор, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата дополнительно соединены с входом второго вычислителя, выход первого вычислителя соединен с входами второго вычислителя, выходы гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входами второго вычислителя, выход гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и выход пятого вычислителя по корректирующему сигналу курса соединен с входами блока переключения с запоминающим устройством, выход которого совместно с выходами второго и третьего вычислителя соединен с входами сумматора, выход которого предназначен для соединения с пилотажно-навигационным комплексом летательного аппарата и соединен с входами третьего, четвертого и пятого вычислителей, выход четвертого вычислителя по текущему значению угла магнитного наклонения соединен с входом пятого вычислителя, выходы которого предназначены для передачи значения по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата в пилотажно-навигационный комплекс летательного аппарата, вход третьего вычислителя предназначен для передачи данных о времени полета и скорости полета летательного аппарата с пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата, о стартовом значении широты и долготы, а также текущих координат Северного магнитного полюса и координат Северного географического полюса, вход четвертого вычислителя предназначен для передачи данных о времени полета и скорости полета летательного аппарата с пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата, о стартовом значении угла магнитного наклонения, отличающееся тем, что блок магнитометров установлен на немагнитной площадке, снабженной приводом, выполненной с возможностью разворота по углам тангажа и крена и соединенной с выходами пятого вычислителя по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата.