RU2373562C2 - Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft - Google Patents

Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2373562C2
RU2373562C2 RU2007125193/28A RU2007125193A RU2373562C2 RU 2373562 C2 RU2373562 C2 RU 2373562C2 RU 2007125193/28 A RU2007125193/28 A RU 2007125193/28A RU 2007125193 A RU2007125193 A RU 2007125193A RU 2373562 C2 RU2373562 C2 RU 2373562C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
horizontal orientation
sensor
acceleration
Prior art date
Application number
RU2007125193/28A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2007125193A (en
Inventor
Владимир Юрьевич Чернов (RU)
Владимир Юрьевич Чернов
Ангелина Константиновна Промахова (RU)
Ангелина Константиновна Промахова
Original Assignee
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения" filed Critical Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет Аэрокосмического приборостроения"
Priority to RU2007125193/28A priority Critical patent/RU2373562C2/en
Publication of RU2007125193A publication Critical patent/RU2007125193A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2373562C2 publication Critical patent/RU2373562C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Length Measuring Devices With Unspecified Measuring Means (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: physics; control.
SUBSTANCE: invention relates to complex flight control of autopilot systems of aircraft. The method is based on measuring the value and direction of apparent and absolute linear acceleration, calculation of their differences, ratios of the differences, including the number to the value of acceleration of gravity, and inverse trigonometric functions of evaluations of pitching and banking. Subsequent comparison of these evaluations with given values allows for controlling orientation of the aircraft. The device has a vector accelerometre, subtracting unit, vector sensor of absolute linear acceleration, unit for setting value of acceleration of gravity, unit for determining orientation components and comparator unit.
EFFECT: design of non-redundant automatic control and monitoring systems, increased accuracy and reliability of control.
6 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области комплексного полетного контроля систем автоматического управления летательными аппаратами, в частности к средствам аппаратурно безызбыточного контроля горизонтальной ориентации дистанционно пилотируемых летательных аппаратов, минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости. Оно также может быть использовано для создания простых и высоконадежных средств контроля и резервных каналов пилотажно-навигационных систем современного самолета, защищенных от отказов и сбоев основной многократно резервированной сложной гироинерциальной системы управления.The invention relates to the field of integrated flight control systems for automatic control of aircraft, in particular to means of hardware redundancy control of the horizontal orientation of remotely piloted aircraft, minimum weight, dimensions, power consumption, complexity and cost. It can also be used to create simple and highly reliable means of control and backup channels for flight and navigation systems of a modern aircraft, protected from failures and failures of the main multiple redundant complex gyro-inertial control system.

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата, основанный на оценке поведения на нем маятниковой вертикали одномерного или двумерного вида [Тараторкин Б.С. Приборы для яхт и катеров. Справочник. Л.: Судостроение, 1984. с.156; Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.152; Проспект фирмы Авиаприбор. Трехканальные кремниевые акселерометры АТ-1304, АТ-1305. МАКС-2001]. При этом измерение отклонений аппарата от горизонтальной плоскости ведется с помощью датчиков углов потенциометрического, индуктивного, оптического типа по осям подвеса маятника. Способ прост в реализации, но имеет сравнительно низкую точность. Это определяется влиянием ускорений движения аппарата на работу маятника, трением и погрешностями съема информации об углах тангажа и крена с его датчиков углов. Вес и габариты маятниковой вертикали создают дополнительные трудности при ее размещении на легком аппарате. Дистанционный контроль ориентации маятника на аппарате ухудшает условия работы оператора управления и сокращает объем передаваемой с аппарата полезной видеоинформации.A known method of controlling the horizontal orientation of the apparatus, based on the assessment of the behavior of the pendulum vertical on it of one-dimensional or two-dimensional form [Taratorkin BS Devices for yachts and boats. Directory. L .: Shipbuilding, 1984. p.156; Seleznev V.P. Navigation devices. M .: Engineering, 1974, p. 152; Prospectus company Aviapribor. Three-channel silicon accelerometers AT-1304, AT-1305. MAX-2001]. In this case, the deviations of the apparatus from the horizontal plane are measured using angle sensors of a potentiometric, inductive, optical type along the pendulum suspension axes. The method is simple to implement, but has a relatively low accuracy. This is determined by the influence of the vehicle’s accelerations on the operation of the pendulum, friction, and errors in reading information about pitch and roll angles from its angle sensors. The weight and dimensions of the pendulum vertical create additional difficulties when it is placed on a light apparatus. Remote control of the pendulum's orientation on the apparatus worsens the operating conditions of the control operator and reduces the amount of useful video information transmitted from the apparatus.

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата при помощи гироскопической вертикали с маятниковой коррекцией [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М. Машиностроение, 1974, с.158; Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая реализация. М. Машиностроение, 1991. с.20-37], например, типа АГБ-3К, МГВ-1, МГВ-4. Гироскоп, управляемый маятником, благодаря своей устойчивости сглаживает динамические погрешности маятника. Съем контролируемой информации ведется с датчиков углов карданова подвеса гироскопа на аппарате. Способ широко применяется на современных летательных аппаратах. Он имеет необходимую точность измерения углов тангажа и крена, но его реализация на малогабаритных аппаратах создает значительные проблемы с питанием и энергопотреблением гироскопа, весом, габаритами и стоимостью аппаратуры.A known method of controlling the horizontal orientation of the apparatus using a gyroscopic vertical with pendulum correction [Seleznev V.P. Navigation devices. M. Engineering, 1974, p. 158; Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic instruments, automatic on-board aircraft control systems and their technical implementation. M. Engineering, 1991. S. 20-37], for example, type AGB-3K, MGV-1, MGV-4. The gyroscope controlled by the pendulum, due to its stability smooths out the dynamic errors of the pendulum. The controlled information is taken from the sensors of the cardan suspension angles of the gyroscope on the device. The method is widely used on modern aircraft. It has the necessary accuracy of measuring pitch and roll angles, but its implementation on small-sized devices creates significant problems with the power and power consumption of the gyroscope, weight, dimensions and cost of the equipment.

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата с помощью инерциальных навигационных систем платформенного или бесплатформенного типа [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.366; Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Л.А. Навигационные приборы и системы. М.: Машиностроение, 1983. с.226]. В платформенной системе контроль углового положения аппарата ведется по углам поворота карданового подвеса горизонтально ориентированной гироплатформы. В бесплатформенной системе тангаж и крен аппарата вычисляются на основе высокоточных измерений величин и направлений кажущихся ускорений и угловых скоростей аппарата в бортовом вычислителе по сложным алгоритмам. Стоимость, габариты и вес таких систем в большинстве случаев очень велики, энергопотребление значительно, а надежность оставляет желать лучшего. Для малогабаритных дистанционно пилотируемых аппаратов с ограниченным временем функционирования и дальностью полета их применение нецелесообразно.A known method of controlling the horizontal orientation of the device using inertial navigation systems platform or strapdown type [Seleznev V.P. Navigation devices. M .: Mechanical Engineering, 1974, p. 366; Pomykaev I.I., Seleznev V.P., Dmitrochenko L.A. Navigation devices and systems. M.: Mechanical Engineering, 1983. p.226]. In the platform system, the angular position of the apparatus is controlled by the rotation angles of the cardan suspension of a horizontally oriented gyro platform. In the platform system, the pitch and roll of the apparatus are calculated based on high-precision measurements of the magnitudes and directions of the apparent accelerations and angular velocities of the apparatus in the on-board computer according to complex algorithms. The cost, dimensions and weight of such systems in most cases are very high, energy consumption is significant, and reliability is poor. For small remotely piloted vehicles with a limited operating time and range, their use is impractical.

Известен оптический способ контроля вертикали аппарата без маятников и гироскопов [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.198; Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974. с.108]. Он основан на оптическом контроле положения горизонта планеты относительно корпуса аппарата. Способ включает коническое сканирование горизонта оптическим датчиком. Ось конуса обзора в установившемся, сбалансированном по сигналам датчика, положении аппарата проходит через центр планеты, совпадая по направлению с вертикалью места. Углы тангажа и крена аппарата вызывают отклонение конуса обзора, что фиксируется с помощью датчика. Его выгодные сигналы пропорциональны контролируемым углам. Способ применим для контроля ориентации космических аппаратов и реализуется с помощью сложных и малонадежных инфракрасных датчиков. На малогабаритных и маловысотных дистанционно пилотируемых аппаратах его реализация невозможна из-за больших ошибок контроля. Помехозащищенность способа низкая.A known optical method for monitoring the vertical apparatus without pendulums and gyroscopes [Seleznev VP Navigation devices. M .: Mechanical Engineering, 1974, p.198; Alekseev K.B., Bebenin G.G. Spacecraft control. M .: Mechanical Engineering, 1974. p.108]. It is based on optical control of the position of the horizon of the planet relative to the apparatus. The method includes conical scanning of the horizon with an optical sensor. The axis of the viewing cone in the steady-state position balanced by the sensor signals passes through the center of the planet, coinciding in direction with the vertical of the place. The pitch and roll angles of the apparatus cause the viewing cone to deviate, which is detected by the sensor. Its beneficial signals are proportional to the controlled angles. The method is applicable to control the orientation of spacecraft and is implemented using complex and unreliable infrared sensors. On small-sized and low-altitude remotely piloted vehicles, its implementation is impossible due to large control errors. The noise immunity of the method is low.

Известен аналитический способ построения на борту космического аппарата вертикали, по которой можно контролировать его горизонтальную ориентацию [Селезнев В.П. Навигационные устройства. - М: Машиностроение, 1974, с.208]. В основу способа положено моделирование во времени изменения широты и вертикали места аппарата по уравнению Кеплера. При этом в качестве известных параметров здесь используются: углы начального экваториального положения аппарата, заданные параметры орбиты. Способ имеет ограничения по времени работы и низкую точность из-за заложенного в нем детерминизма маловозмущенного движения аппарата по орбите.There is an analytical method for constructing a vertical aboard a spacecraft, according to which its horizontal orientation can be controlled [Seleznev V.P. Navigation devices. - M: Mechanical Engineering, 1974, p.208]. The method is based on modeling over time of changes in latitude and vertical elevation of the apparatus according to the Kepler equation. In this case, the following parameters are used as well-known parameters: angles of the initial equatorial position of the device, given orbital parameters. The method has limitations on the operating time and low accuracy due to the inherent determinism of the perturbed movement of the device in orbit.

Известен аналитический способ построения на борту космического аппарата вертикали повышенной точности, использующий два следящих телескопа, визирующих светила [Бесекерский В.А, Иванов В.А., Самотокин Б.Б. Орбитальное гирокомпасирование. СПб.: Политехника, 1993. с.140]. Исходной информацией для вычислений в БЦВМ значений контролируемых углов тангажа и крена являются: координаты звезд, положение восходящего узла, наклонение орбиты, местоположение аппарата. На основании этих данных и сигналов синусно-косинусных трансформаторов кардановых подвесов следящих телескопов БЦВМ аналитически решает задачу определения текущей горизонтальной ориентации аппарата. Надежность способа ограничена процессами поиска, опознания и сопровождения, обеспечением углов обзора и видимости конкретных светил. Его реализация на легком аппарате, совершающем атмосферный полет, крайне затруднена и имеет большую стоимость и низкую надежность.There is an analytical method for constructing a vertical of increased accuracy on board a spacecraft using two tracking telescopes that sight luminaries [Besekersky V.A., Ivanov V.A., Samotokin B.B. Orbital gyrocompassing. St. Petersburg: Polytechnic, 1993. p.140]. The initial information for calculating the values of the controlled pitch and roll angles in a digital computer are: the coordinates of the stars, the position of the ascending node, the inclination of the orbit, and the location of the device. Based on these data and the signals of the sine-cosine transformers of the cardan suspensions of the tracking telescopes, the BCVM analytically solves the problem of determining the current horizontal orientation of the apparatus. The reliability of the method is limited by the processes of search, identification and maintenance, providing viewing angles and visibility of specific luminaries. Its implementation on a light vehicle that performs atmospheric flight is extremely difficult and has a high cost and low reliability.

Известен радиолокационный способ контроля горизонтальной ориентации космического аппарата, основанный на измерениях дальностей до земной поверхности в четырех направлениях, составляющих постоянный угол с плоскостью, перпендикулярной к направлению приборной вертикали [Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974. с. 125-126]. По разности сигналов дальностей от центра масс аппарата до земной поверхности судят о малых углах тангажа и крена. Разновидность радиолокационного способа контроля горизонтальной ориентации подразумевает коническое сканирование радиолучом земной поверхности вокруг приборной вертикали аппарата. Отклонение аппарата по крену и тангажу приводит к колебательному характеру дальномерного сигнала на выходе приемника. Последующая его демодуляция позволяет выделить составляющие крена и тангажа контролируемой горизонтальной ориентации. Реализация радиолокационных способов связана с большими энергозатратами, весом и габаритами передатчика, приемника, антенно-фидерного тракта. Способы имеют низкую точность при маловысотном полете. Помехозащищенность приемопередающей радиолокационной системы и ее электромагнитная совместимость с основной электронной аппаратурой легкого дистанционно пилотируемого летательного аппарата крайне затруднена.Known radar control method for the horizontal orientation of the spacecraft, based on measurements of distances to the earth's surface in four directions, making a constant angle with a plane perpendicular to the direction of the instrument vertical [Alekseev KB, Bebenin G.G. Spacecraft control. M .: Mechanical Engineering, 1974. p. 125-126]. By the difference in the signals of the ranges from the center of mass of the device to the earth's surface, small pitch and roll angles are judged. A type of radar control method for horizontal orientation implies a conical scan of the earth’s radial surface around the instrument vertical of the apparatus. Deviation of the apparatus by roll and pitch leads to the oscillatory nature of the rangefinder signal at the output of the receiver. Its subsequent demodulation makes it possible to identify the components of the roll and pitch of a controlled horizontal orientation. The implementation of radar methods is associated with high energy consumption, weight and dimensions of the transmitter, receiver, antenna-feeder path. The methods have low accuracy at low altitude flight. The interference immunity of the transceiver radar system and its electromagnetic compatibility with the main electronic equipment of a light remotely piloted aircraft is extremely difficult.

Известны также способы контроля горизонтальной ориентации только космических аппаратов, основанные на известных свойствах орбитального движения в околоземной среде. Они основаны на контроле плоскости орбиты и положения вектора скорости аппарата относительно ионосферы Земли [Селезнев В.П. Навигационные устройства. - М.: Машиностроение, 1974, с.210-220] гироорбитантом и ионным датчиком ориентации. Такой контроль ориентации на атмосферном аппарате невозможен.Also known are methods for controlling the horizontal orientation of only spacecraft based on the known properties of orbital motion in the near-Earth environment. They are based on the control of the orbital plane and the position of the velocity vector of the vehicle relative to the Earth’s ionosphere [V. Seleznev Navigation devices. - M .: Mechanical Engineering, 1974, p.210-220] a gyro-orbiter and an ion orientation sensor. Such control of orientation on the atmospheric apparatus is impossible.

Известен способ-прототип построения гравитационной вертикали, позволяющий контролировать горизонтальную ориентацию аппарата [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.205]. Способ заключается в одновременном измерении величин и направлений кажущихся линейных ускорений и угловой скорости аппарата, находящегося в центральном гравитационном поле. Величины и направления кажущихся линейных ускорений измеряются в двух фиксированных, равноудаленных от центра вращения аппарата точках. Вычисляется величина и направление составляющей кажущегося линейного ускорения, зависящей от угловой скорости вращения аппарата и удаления точки измерения кажущегося линейного ускорения от центра вращения. После чего определяются величина и направление разности измеренных кажущихся линейных ускорений без скомпенсированной величины и направления составляющей кажущегося линейного ускорения от угловой скорости вращения аппарата. Полученные при этом проекция разности скомпенсированного кажущегося линейного ускорения на продольную ось связанной системы координат пропорциональна оценке крена, а проекция разности - на поперечную ось связанной системы координат пропорциональна оценке тангажа контролируемой горизонтальной ориентации аппарата.A known prototype method of constructing a gravitational vertical, which allows you to control the horizontal orientation of the apparatus [Seleznev V.P. Navigation devices. M .: Mechanical Engineering, 1974, p.205]. The method consists in simultaneously measuring the magnitudes and directions of the apparent linear accelerations and the angular velocity of the apparatus located in the central gravitational field. The magnitudes and directions of apparent linear accelerations are measured at two fixed points equidistant from the center of rotation of the apparatus. The magnitude and direction of the apparent linear acceleration component, which depends on the angular velocity of rotation of the apparatus and the distance of the measuring point of the apparent linear acceleration from the center of rotation, are calculated. After that, the magnitude and direction of the difference of the measured apparent linear accelerations without the compensated value and the direction of the component of the apparent linear acceleration from the angular velocity of rotation of the device are determined. The resulting projection of the difference of the compensated apparent linear acceleration on the longitudinal axis of the connected coordinate system is proportional to the roll estimate, and the projection of the difference on the transverse axis of the connected coordinate system is proportional to the estimate of the pitch of the controlled horizontal orientation of the apparatus.

Применение в способе-прототипе только измерения кажущегося линейного ускорения и угловой скорости аппарата позволяет создать сравнительно простую, экономичную и надежную малогабаритную систему контроля ориентации аппарата на освоенных промышленностью микромеханических датчиках. Однако способ требует для своей реализации исключительно точных измерителей кажущегося линейного ускорения аппарата - акселерометров, их точного и стабильного симметрирования и расположения на аппарате. Его чувствительность зависит от величины взаимной удаленности акселерометров, что создает конструктивные проблемы для реализации, особенно на корпусе малогабаритного аппарата. Вибрации корпуса аппарата в двух удаленных точках измерения величин и направлений кажущегося линейного ускорения существенно влияют на установившиеся ошибки контроля горизонтальной ориентации аппарата.The use in the prototype method only of measuring the apparent linear acceleration and angular velocity of the apparatus allows you to create a relatively simple, economical and reliable small-sized system for controlling the orientation of the apparatus on micromechanical sensors mastered by the industry. However, the method requires for its implementation extremely accurate meters of apparent linear acceleration of the apparatus — accelerometers, their exact and stable symmetry and location on the apparatus. Its sensitivity depends on the magnitude of the mutual remoteness of the accelerometers, which creates structural problems for implementation, especially on the case of a small-sized device. Vibrations of the apparatus body at two remote points of measurement of the magnitudes and directions of the apparent linear acceleration significantly affect the established errors in controlling the horizontal orientation of the apparatus.

Известно устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата - блок сравнения и предельного крена (БСПК) [Бондарчук И.Е., Харин В.И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета ЯК-40. М.: Транспорт. 1982. с.205; Перескоков А.Н. Приборное оборудование вертолетов МИ-8 (Т, МТ, МТВ, АМТ). СПб.: Академия ГА. 2003. с.19]. Устройство содержит две следящие системы с сельсинами - датчиками двух одинаковых авиагоризонтов (гировертикалей), релейные усилители, выполняющие функции компараторов, и ламельные схемы сигнализации предельных углов крена и тангажа аппарата. Авиагоризонты измеряют контролируемые углы тангажа и крена аппарата. Отказ одного из них создает рассогласование одноименных сигналов сельсинов и приводит к срабатыванию соответствующего компаратора, информирующего о неисправности прибора. Ламельные схемы сигнализации, связанные со следящими системами углов крена и тангажа, контролируют горизонтальную ориентацию аппарата при исправных авиагоризонтах. Габариты, вес, энергопотребление, стоимость такой системы не позволяют применить ее на летком аппарате. Применение авиаторизонтов, а тем более их резервирование для контроля горизонтальной ориентации, представляется излишним.A device for controlling the horizontal orientation of the device is a comparison unit and the maximum roll (BSPK) [Bondarchuk I.E., Kharin V.I. Aviation and radio-electronic equipment of the Yak-40 aircraft. M .: Transport. 1982. p.205; Pereskokov A.N. Instrumentation equipment of MI-8 helicopters (T, MT, MTV, AMT). St. Petersburg: Academy of Civil Aviation. 2003. p.19]. The device contains two servo systems with selsyn - sensors of two identical horizontal horizons (gyro-verticals), relay amplifiers that perform the functions of comparators, and lamellar signaling circuits for limiting roll angles and pitch of the apparatus. Horizons measure the controlled pitch and roll angles of the apparatus. The failure of one of them creates a mismatch of the syncron signals of the same name and leads to the operation of the corresponding comparator, informing about the malfunction of the device. Lamellar signaling circuits associated with tracking systems of roll and pitch angles control the horizontal orientation of the device with operational horizon levels. Dimensions, weight, power consumption, cost of such a system do not allow its use on a flying machine. The use of horizons, and even more so their reservation to control horizontal orientation, seems unnecessary.

Известно устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата для трех авиагоризонтов (гировертикалей), построенное по мажоритарному методу работы - блок контроля крена (БКК) [Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая реализация. М.: Машиностроение, 1991. с.38]. Помимо трех авиагоризонтов оно содержит три нелинейных элемента, образующих кворум-элемент, и компараторы. Последние проводят непрерывное сравнение выходных сигналов каждого из трех авиагоризонтов с их осредненным сигналом, полученным на выходе кворум-элемента. Осредненный сигнал, пропорциональный крену (тангажу), сравнивается также с допустимым значением крена (тангажа) горизонтальной ориентации аппарата. Устройство контролирует отказы авиагоризонтов и горизонтальную ориентацию аппарата с высокой точностью, надежностью и в широком диапазоне изменения крена и тангажа. Однако, как и для блока сравнения и предельного крена (БСПК), здесь необходимо избыточное число авиагоризонтов, размещение которых на малогабаритном дистанционно пилотируемом аппарате крайне затруднено, связано с ростом его стоимости, габаритов, энергопотребления.A device for controlling the horizontal orientation of the apparatus for three horizons (gyroverticals), built according to the majority method of work - the roll control unit (BCC) [Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic instruments, automatic on-board aircraft control systems and their technical implementation. M .: Engineering, 1991. p.38]. In addition to three flight horizons, it contains three nonlinear elements forming a quorum element, and comparators. The latter conduct a continuous comparison of the output signals of each of the three horizon horizons with their averaged signal obtained at the output of the quorum element. The averaged signal proportional to the roll (pitch) is also compared with the permissible roll (pitch) value of the horizontal orientation of the apparatus. The device monitors skyline failures and the horizontal orientation of the device with high accuracy, reliability and a wide range of roll and pitch changes. However, as for the comparison unit and the maximum roll (BSPK), an excessive number of horizon indicators is necessary here, the placement of which on a small-sized remotely piloted vehicle is extremely difficult, due to an increase in its cost, dimensions, and energy consumption.

Известно устройство контроля горизонтальной ориентации аппапарата - прототип, построенное по принципу гравитационной вертикали [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.205]. Оно содержит три пары акселерометров (два векторных акселерометра), установленных на штанге и помещенных в карданов подвес, блок вычитания выходных сигналов коллинеарных акселерометров, усилители, двигатели приводов карданова подвеса. Схема компенсации угловых ускорений штанги содержит также датчики угловых скоростей штанги. Выходы пар коллинеарных акселерометров, расположенных симметрично на концах штанги, соединены со входами блока вычитания. Эти входы соединены и с выходом схемы компенсации угловых ускорений штанги. Усилители и двигатели по осям карданова подвеса образуют приводы отработки углового положения штанги с акселерометрами. Входы усилителей этих приводов соединены с выходами блока вычитания так, что штанга с акселерометрами может поворачиваться в осях карданова подвеса до момента компенсации сигналов кажущихся ускорений, полученных с симметрично расположенных акселерометров. При этом продольная ось штанги устанавливается по направлению гравитационного поля Земли - гравитационной вертикали. Тогда контроль горизонтальной ориентации аппарата ведется по углам поворота карданова подвеса штанги. Устройство не содержит дорогих, энергоемких, тяжелых и габаритных гироскопов. Точность контроля угловой ориентации с применением существующих акселерометров инерциального типа может быть высокой, а их надежность много больше надежности авиагоризонтов (гировертикалей).A known device for controlling the horizontal orientation of the apparatus - a prototype built on the principle of the gravitational vertical [Seleznev V.P. Navigation devices. M .: Mechanical Engineering, 1974, p.205]. It contains three pairs of accelerometers (two vector accelerometers) mounted on a rod and placed in a gimbal, a unit for subtracting the output signals of collinear accelerometers, amplifiers, drives for drives of a gimbal. The rod angular acceleration compensation circuit also includes rod angular velocity sensors. The outputs of pairs of collinear accelerometers located symmetrically at the ends of the rod are connected to the inputs of the subtraction unit. These inputs are connected to the output of the compensation rod angular acceleration circuit. Amplifiers and motors along the axles of the gimbal suspension form actuators for working out the angular position of the rod with accelerometers. The inputs of the amplifiers of these drives are connected to the outputs of the subtraction unit so that the rod with accelerometers can be rotated in the axes of the cardan suspension until the signals of apparent accelerations received from symmetrically located accelerometers are compensated. In this case, the longitudinal axis of the rod is set in the direction of the gravitational field of the Earth - the gravitational vertical. Then the horizontal orientation of the apparatus is controlled at the angles of rotation of the cardan suspension of the rod. The device does not contain expensive, energy-intensive, heavy and dimensional gyroscopes. The accuracy of controlling the angular orientation using existing inertial type accelerometers can be high, and their reliability is much greater than the reliability of horizons (gyro-verticals).

Недостатком известного устройства, выбранного за прототип, является реализация в нем механистического принципа контроля ориентации по углам поворота карданова подвеса. Требования, предъявляемые к точности, стабильности, технологии конструкции штанги для симметричных акселерометров, очень высокие. Размещение карданова подвеса и штанги с акселерометрами на малогабаритном аппарате практически затруднено.A disadvantage of the known device selected for the prototype is the implementation of the mechanical principle of controlling the orientation of the cardan suspension angles of rotation. The requirements for accuracy, stability, rod design technology for symmetric accelerometers are very high. Placing a gimbal and a rod with accelerometers on a small-sized device is practically difficult.

Основной задачей, на решение которой направлены заявленный способ и устройство, является контроль горизонтальной ориентации малогабаритного летательного аппарата, повышение его точности и надежности с аппаратурно безызбыточными средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости. Реализация контроля предусматривает выполнение простейших, безынерционных, надежных элементарных вычислений. В совокупности с известными микромеханическими средствами измерениями параметров движения это позволит создать малогабаритные дистанционно пилотируемые аппараты, расширит функциональные возможности современных спутниковых навигационных систем в плане определения параметров горизонтальной ориентации аппарата.The main task to be solved by the claimed method and device is to control the horizontal orientation of a small-sized aircraft, increase its accuracy and reliability with hardware-redundant means of minimum weight, dimensions, power consumption, complexity and cost. The implementation of control provides for the implementation of simple, inertia-free, reliable elementary calculations. Together with the known micromechanical means of measuring motion parameters, this will allow the creation of small-sized remotely piloted vehicles, and will expand the functionality of modern satellite navigation systems in terms of determining the horizontal orientation parameters of the device.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленной группы изобретений, является создание аппаратурно безызбыточных комплексных систем автоматического управления и контроля повышенной точности, надежности, достоверности контроля с высокими технико-экономическими показателями по габаритам, весу, энергопотреблению, стоимости, удобству их эксплуатации на легком летательном аппарате.The technical result achieved in the implementation of the claimed group of inventions is the creation of hardware-redundant integrated systems for automatic control and monitoring of increased accuracy, reliability, reliability of control with high technical and economic indicators in terms of size, weight, power consumption, cost, ease of operation on a light aircraft.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля горизонтальной ориентации аппарата, основанном на измерении величины и направления кажущегося линейного ускорения, согласно изобретению одновременно измеряют текущие величину и направление абсолютного и кажущегося линейного ускорения аппарата, определяют величину и направление разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата, а затем - отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения силы тяжести и отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на поперечную ось связанной системы координат к проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на нормальную ось связанной системы координат, после чего определяют контролируемую горизонтальную ориентацию аппарата согласно соотношениям:The technical result is achieved by the fact that in the method for controlling the horizontal orientation of the apparatus, based on measuring the magnitude and direction of the apparent linear acceleration, according to the invention, the current magnitude and direction of the absolute and apparent linear acceleration of the apparatus are simultaneously measured, the magnitude and direction of the difference of the apparent and absolute linear acceleration of the apparatus are determined, and then the ratio of the projection of the difference between the apparent and absolute linear acceleration of the apparatus on the longitudinal axis of the connected system to the ordinates to the magnitude of the acceleration of gravity and the ratio of the projection of the difference of the apparent and absolute linear acceleration onto the transverse axis of the connected coordinate system to the projection of the difference of the apparent and absolute linear acceleration onto the normal axis of the connected coordinate system, after which the controlled horizontal orientation of the apparatus is determined according to the relations:

Figure 00000001
Figure 00000001

где

Figure 00000002
,
Figure 00000003
- оценки тангажа, крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата, угл. град;Where
Figure 00000002
,
Figure 00000003
- assessment of pitch, roll of controlled horizontal orientation of the apparatus, ang. hail;

ΔX, ΔY, ΔZ - проекции величины и направления разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную, нормальную и поперечную оси связанной системы координат, м/с2;Δ X , Δ Y , Δ Z - projection of the magnitude and direction of the difference between the apparent and absolute linear acceleration of the apparatus on the longitudinal, normal and transverse axis of the associated coordinate system, m / s 2 ;

g - величина ускорения силы тяжести в точке местоположения аппарата, м/с2,g - the value of the acceleration of gravity at the location of the apparatus, m / s 2 ,

и сравнивают ее с заданными значениями.and compare it with the given values.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата, содержащее последовательно соединенные акселерометр и блок вычитания, дополнительно введены датчик абсолютного линейного ускорения аппарата, выход которого соединен со вторым вычитающим входом блока вычитания, а также последовательно соединенные задатчик величины ускорения силы тяжести, блок определения составляющих ориентации, второй вход которого соединен с выходом блока вычитания, и блок компараторов, вторым входом соединенный с задатчиком горизонтальной ориентации аппарата.The specified technical result is achieved by the fact that the device for controlling the horizontal orientation of the apparatus, containing the accelerometer and the subtraction unit connected in series, additionally introduces the absolute linear acceleration sensor of the apparatus, the output of which is connected to the second subtracting input of the subtraction unit, as well as the gravity acceleration values connected in series , a unit for determining orientation components, the second input of which is connected to the output of the subtraction unit, and a comparator unit, the second input m connected to the setter horizontal orientation of the apparatus.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата датчик абсолютного линейного ускорения аппарата содержит датчики продольной, нормальной и поперечной линейной скорости аппарата, датчики угловой скорости тангажа, крена, рыскания аппарата, три дифференциатора, три сумматора, шесть умножителей так, что первые входы первого дифференциатора, первого и второго умножителей соединены с датчиком продольной линейной скорости аппарата, первые входы второго дифференциатора, третьего и четвертого умножителей соединены с датчиком нормальной линейной скорости аппарата, первые входы третьего дифференциатора, пятого и шестого умножителей соединены с датчиком поперечной линейной скорости аппарата, вторые входы первого и третьего умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости тангажа, вторые входы второго и шестого умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости рыскания, вторые входы четвертого и пятого умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости крена, первый суммирующий вход первого сумматора соединен с выходом первого дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом третьего умножителя, третий суммирующий вход - с выходом шестого умножителя, а выход - с выходом продольной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата, первый суммирующий вход второго сумматора соединен с выходом второго дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом пятого умножителя, третий суммирующий вход - с выходом первого умножителя, а выход - с выходом нормальной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата, первый суммирующий вход третьего сумматора соединен с выходом третьего дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом второго умножителя, третий суммирующий вход - с выходом четвертого умножителя, а выход - с выходом поперечной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата.The specified technical result is also achieved by the fact that in the device for controlling the horizontal orientation of the apparatus, the absolute linear acceleration sensor of the apparatus contains sensors of longitudinal, normal and transverse linear velocity of the apparatus, sensors of angular pitch, roll, yaw of the apparatus, three differentiators, three adders, six multipliers so that the first inputs of the first differentiator, the first and second multipliers are connected to the longitudinal longitudinal velocity sensor of the apparatus, the first inputs of the second differentiator , the third and fourth multipliers are connected to the device’s normal linear velocity sensor, the first inputs of the third differentiator, the fifth and sixth multipliers are connected to the transverse linear speed sensor of the device, the second inputs of the first and third multipliers are connected to the output of the pitch angular velocity sensor, the second inputs of the second and sixth multipliers connected to the output of the yaw rate sensor, the second inputs of the fourth and fifth multipliers are connected to the output of the roll angular velocity sensor, the first summing in One of the first adder is connected to the output of the first differentiator, the second subtractive input is with the output of the third multiplier, the third summing input is with the output of the sixth multiplier, and the output is with the output of the longitudinal component of the absolute linear acceleration of the apparatus, the first summing input of the second adder is connected to the output of the second differentiator, the second subtractive input with the output of the fifth multiplier, the third summing input with the output of the first multiplier, and the output with the output of the normal component of the absolute linear acceleration of the apparatus a first summing input of the third adder connected to a third output of the differentiator, a second subtracting input - with the output of the second multiplier, a third summing input - with the output of the fourth multiplier, and an output - with a transverse component of the absolute yield of linear acceleration apparatus.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата, содержащем датчик продольной линейной скорости аппарата, он выполнен в виде датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а устройство дополнительно содержит последовательно соединенные датчик угла атаки, первый функциональный преобразователь, седьмой умножитель, второй вход которого через второй функциональный преобразователь соединен с выходом датчика угла скольжения, восьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход - образует поперечную линейную скорость аппарата, последовательно соединенные датчик угла атаки, третий функциональный преобразователь инвертор, девятый умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход - образует нормальную линейную скорость аппарата.The specified technical result is also achieved by the fact that in the device for controlling the horizontal orientation of the apparatus containing the longitudinal longitudinal velocity sensor of the apparatus, it is made in the form of an air velocity sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the device further comprises a series of connected angle of attack sensors, a first functional converter , the seventh multiplier, the second input of which is connected through the second functional converter to the output of the slip angle sensor, the eighth smartly An amplifier, the second input of which is connected to the output of the airspeed sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the output forms the transverse linear velocity of the apparatus, the angle of attack sensor connected in series, the third functional converter is an inverter, the ninth multiplier, the second input of which is connected to the output of the airspeed sensor along the longitudinal axis of the connected coordinate system, and the output forms the normal linear velocity of the apparatus.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата блок определения составляющих ориентации содержит первую, вторую схемы деления, четвертый, пятый функциональный преобразователи так, что первый вход блока определения составляющих ориентации соединен с первым входом делителя первой схемы деления, второй вход делимого которой соединен с входом разности продольных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока определения составляющих ориентации, выход первой схемы деления через четвертый функциональный преобразователь соединен с выходом оценки тангажа контролируемой горизонтальной ориентации аппарата, первый вход делителя второй схемы деления соединен с входом разности нормальных кажущегося и абсолютного линейных ускорений, второй вход делимого - с входом разности поперечных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока определения составляющих ориентации, выход второй схемы деления через пятый функциональный преобразователь соединен с выходом оценки крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата.The indicated technical result is also achieved by the fact that in the device for controlling the horizontal orientation of the apparatus, the orientation component determination unit comprises first, second division circuits, fourth, fifth functional converters so that the first input of the orientation component determination unit is connected to the first input of the divider of the first division scheme, the second the input of the dividend which is connected to the input of the difference of the longitudinal apparent and absolute linear accelerations at the second input of the unit for determining the orientation components , the output of the first division circuit through the fourth functional converter is connected to the output of the pitch estimation of the controlled horizontal orientation of the apparatus, the first input of the divider of the second division circuit is connected to the input of the difference of the normal apparent and absolute linear accelerations, the second input of the dividend is connected to the input of the difference of the transverse apparent and absolute linear accelerations by the second input of the unit for determining the components of orientation, the output of the second division circuit through the fifth functional converter is connected to the output of the estimate and heeling apparatus controlled horizontal orientation.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата блок компараторов содержит первый, второй компараторы и схему ИЛИ, первый вход которой соединен с выходом первого компаратора, один вход которого соединен с первым входом блока компараторов оценки тангажа, а другой вход - со вторым входом блока компараторов заданной горизонтальной ориентации по тангажу, второй вход схемы ИЛИ соединен с выходом второго компаратора, один вход которого соединен с первым входом блока компараторов оценки крена, другой вход - со вторым входом блока компараторов заданной горизонтальной ориентации по крену, выход схемы ИЛИ является выходом устройства контроля горизонтальной ориентации.The specified technical result is also achieved by the fact that in the device for controlling the horizontal orientation of the apparatus, the comparator unit contains a first, second comparators and an OR circuit, the first input of which is connected to the output of the first comparator, one input of which is connected to the first input of the pitch estimation comparator unit, and the other input - with the second input of the comparator unit of a given horizontal orientation in pitch, the second input of the OR circuit is connected to the output of the second comparator, one input of which is connected to the first input of the com Arathor evaluation roll, the other input - to a second input of the comparator a predetermined horizontal orientation roll, output of OR circuit is the output of the horizontal orientation of the control device.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - способа и устройства контроля горизонтальной ориентации аппарата. Технический результат достигается за счет определения на борту аппарата проекций вектора ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат и решения соответствующих уравнений относительно тригонометрических функций углов тангажа и крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата. При появлении существенных отличий этих углов ориентации от заданных значений фиксируется отказ системы управления аппаратом.The set of essential features of the invention ensures the achievement of a technical result achieved during the implementation of the invention - a method and device for controlling the horizontal orientation of the apparatus. The technical result is achieved by determining on board the apparatus projections of the acceleration vector of gravity on the axis of the associated coordinate system and solving the corresponding equations for the trigonometric functions of the pitch and roll angles of the controlled horizontal orientation of the apparatus. When significant differences of these orientation angles from the set values appear, the failure of the control system of the device is recorded.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественных всем признакам заявленного способа и устройства контроля горизонтальной ориентации аппарата, отсутствуют, следовательно, заявленное изобретение соответствует условию ″новизна″.The analysis of the prior art by the applicant has established that there are no analogues that are characterized by sets of features that are identical to all the features of the claimed method and device for controlling the horizontal orientation of the apparatus, therefore, the claimed invention meets the condition of “novelty”.

Результаты поиска известных технических решений в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного изобретения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники.Search results for known technical solutions in this and related fields of technology in order to identify features that match the distinctive features of the claimed invention from the prototype have shown that they do not follow explicitly from the prior art.

Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата и изобретение не основано на:From the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed invention on the achievement of the indicated technical result is not revealed and the invention is not based on:

- дополнении известного устройства-аналога какой-либо известной частью, присоединенной к нему по известным правилам, для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно этого дополнения;- supplementing the known analogue device with any known part attached to it according to known rules, in order to achieve a technical result in respect of which the effect of this addition is established;

- замене какой-либо части устройства-аналога другой известной частью для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно такого дополнения;- replacing any part of the analog device with another known part to achieve a technical result, in respect of which the effect of such an addition is established;

- исключении какой-либо части устройства-аналога с одновременным исключением обусловленной ее наличием функции и достижением обычного для такого исключения результата;- the exclusion of any part of the analog device with the simultaneous exclusion due to its presence of the function and the achievement of the usual result for such exclusion;

- увеличении количества однотипных элементов для усиления технического результата, обусловленного наличием в устройстве именно таких элементов;- increasing the number of elements of the same type to enhance the technical result due to the presence in the device of just such elements;

- выполнении известного устройства-аналога или его части из известного материала для достижения технического результата, обусловленного известными свойствами материала;- the implementation of a known analog device or part of a known material to achieve a technical result due to the known properties of the material;

- создании устройства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между которыми осуществлены на основании известных правил, и достигаемый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого устройства и связей между ними;- the creation of a device consisting of known parts, the choice of which and the relationship between them are based on known rules, and the technical result achieved in this case is due only to the known properties of the parts of this device and the relationships between them;

- изменении количественного признака (признаков) устройства и предоставленнии таких признаков во взаимосвязи либо изменении вида взаимосвязи, если известен факт влияния каждого из них на технический результат, и новые значения этих признаков или их взаимосвязь могли быть получены исходя из известных зависимостей, следовательно, заявленное изобретение соответствует ″изобретательскому уровню″.- a change in the quantitative sign (s) of the device and the provision of such signs in the relationship or a change in the type of relationship, if the fact of the influence of each of them on the technical result is known, and new values of these signs or their relationship could be obtained on the basis of known dependencies, therefore, the claimed invention corresponds to ″ inventive step ″.

На фиг.1 изображено положение систем координат, скоростей, ускорений, углов контролируемой горизонтальной ориентации и приняты следующие обозначения:Figure 1 shows the position of the coordinate systems, speeds, accelerations, angles of controlled horizontal orientation and the following notation:

О XO YO ZO - земная горизонтальная система координат, центр которой - точка О, расположен в центре масс аппарата, ось О XO - горизонтальная ось направления движения, ось OYO - местная вертикаль, а ось OZO - горизонтальная ось перпендикулярна направлению движения;О X O Y O Z O is the Earth’s horizontal coordinate system, the center of which is the point O, located in the center of mass of the apparatus, the axis O X O is the horizontal axis of the direction of motion, the axis OY O is the local vertical, and the axis OZ O is the horizontal axis perpendicular direction of movement;

О X Y Z - связанная система координат аппарата, центр которой также расположен в центре масс, ось OX - продольная ось связанной системы координат; ось OY - нормальная ось связанной системы координат; ось OZ - поперечная ось связанной системы координат;О X Y Z is the connected coordinate system of the apparatus, the center of which is also located in the center of mass, the axis OX is the longitudinal axis of the connected coordinate system; axis OY - normal axis of the associated coordinate system; axis OZ is the transverse axis of the associated coordinate system;

О Xa Ya Za - скоростная система координат, центр которой в центре масс, ось О Xa - скоростная ось совпадает по направлению с вектором

Figure 00000004
скорости аппарата; ось OYa - ось подъемной силы, лежит в плоскости симметрии, перпедикулярна OXa; ось OZa - боковая ось, направлена в сторону правого крыла и перпендикулярна плоскостиО X a Y a Z a - velocity coordinate system, whose center is in the center of mass, axis О X a - velocity axis coincides in direction with the vector
Figure 00000004
apparatus speed; axis OY a - axis of the lifting force, lies in the plane of symmetry, perpendicular to OX a ; axis OZ a - lateral axis, directed towards the right wing and perpendicular to the plane

O Xa Ya,OX a Y a ,

ψ, ϑ, γ - углы курса, тангажа и крена определяют взаимное угловое положение систем координат О XO YO ZO и O X Y Z;ψ, ϑ, γ - heading, pitch and roll angles determine the mutual angular position of the coordinate systems О X O Y O Z O and OXYZ;

α, β - углы атаки и скольжения определяют взаимное угловое положение систем координат О Х Y Z и О Xa Ya Za;α, β — angle of attack and slip determine the mutual angular position of the coordinate systems О X YZ and О X a Y a Z a ;

Figure 00000005
- вектор ускорения силы тяжести;
Figure 00000005
- vector of acceleration of gravity;

Figure 00000006
- вектор скорости аппарата;
Figure 00000006
is the velocity vector of the apparatus;

VX, VY, VZ - проекции вектора скорости на оси связанной системы координат;V X , V Y , V Z - projection of the velocity vector on the axis of the associated coordinate system;

WX, WY, WZ - проекции вектора абсолютного линейного ускорения на оси связанной системы координат;W X , W Y , W Z - projections of the absolute linear acceleration vector on the axis of the associated coordinate system;

ωX, ωY, ωZ - проекции вектора угловой скорости крена, рыскания, тангажа на оси связанной системы координат.ω X , ω Y , ω Z are the projections of the angular velocity vector of roll, yaw, pitch on the axis of the associated coordinate system.

На фиг.2 приведена структурная схема устройства контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 2 shows the structural diagram of a device for controlling the horizontal orientation of the apparatus according to claim 2 of the formula, where the following notation:

1 - акселерометр;1 - accelerometer;

2 - блок вычитания;2 - block subtraction;

3 - датчик абсолютного линейного ускорения аппарата;3 - sensor absolute linear acceleration of the apparatus;

4 - блок определения составляющих ориентации;4 - block determining the components of orientation;

5 - задатчик величины ускорения силы тяжести;5 - adjuster of the magnitude of the acceleration of gravity;

6 - блок компараторов;6 - block comparators;

7 - задатчик горизонтальной ориентации.7 - adjuster horizontal orientation.

На фиг.3 приведена структурная схема датчика 3 абсолютного линейного ускорения аппарата по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 3 shows the structural diagram of the sensor 3 of the absolute linear acceleration of the apparatus according to claim 2 of the formula, where the following notation:

8 - датчик продольной линейной скорости;8 - longitudinal linear velocity sensor;

9 - датчик нормальной линейной скорости;9 - sensor normal linear speed;

10 - датчик поперечной линейной скорости;10 - transverse linear velocity sensor;

11 - датчик угловой скорости тангажа;11 - pitch angular velocity sensor;

12 - датчик угловой скорости крена;12 - roll angular velocity sensor;

13 - датчик угловой скорости рыскания;13 - yaw rate sensor;

14-1, 14-2, 14-3 - первый, второй, третий дифференциаторы;14-1, 14-2, 14-3 - the first, second, third differentiators;

15-1, 15-2, 15-3 - первый, второй, третий сумматоры;15-1, 15-2, 15-3 - the first, second, third adders;

16-1, 16-2, 16-3, 16-4, 16-5, 16-6 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой умножители.16-1, 16-2, 16-3, 16-4, 16-5, 16-6 - the first, second, third, fourth, fifth, sixth multipliers.

На фиг.4 приведена структурная схема варианта реализации датчика 8 продольной линейной скорости, датчика 9 нормальной линейной скорости, датчика 10 поперечной линейной скорости по п.4 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 4 shows the structural diagram of a variant of implementation of the sensor 8 longitudinal linear velocity sensor 9 normal linear velocity sensor 10 transverse linear velocity according to claim 4, where the following notation:

16-7, 16-8, 16-9 - седьмой, восьмой, девятый умножители;16-7, 16-8, 16-9 - the seventh, eighth, ninth multipliers;

17 - датчик воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат;17 - air speed sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system;

18 - датчик угла атаки;18 - angle of attack sensor;

19-1, 19-2, 19-3 - первый, второй, третий функциональные преобразователи;19-1, 19-2, 19-3 - the first, second, third functional converters;

20 - датчик угла скольжения;20 - slip angle sensor;

21 - инвертор.21 - inverter.

На фиг.5 приведена структурная схема блока 4 определения составляющих ориентации по п.5 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 5 shows the structural diagram of block 4 for determining the components of the orientation according to claim 5 of the formula, where the following notation:

22-1, 22-2 - первая, вторая схемы деления;22-1, 22-2 - the first, second division schemes;

19-4, 19-5 - четвертый, пятый функциональные преобразователи.19-4, 19-5 - the fourth, fifth functional converters.

На фиг.6 приведена структурная схема блока 6 компараторов по п.6 формулы, где приняты следующие обозначения:Figure 6 shows the structural diagram of the block 6 of the comparators according to claim 6, where the following notation:

23-1, 23-2 - первый, второй компаратор;23-1, 23-2 - the first, second comparator;

24 - схема ИЛИ.24 is an OR diagram.

Сущность способа контроля горизонтальной ориентации аппарата поясняется чертежом (фиг.1) и состоит в определении положения его приборной вертикали через текущие вычисления проекций вектора

Figure 00000007
ускорения силы тяжести, кажущегося
Figure 00000008
и абсолютного
Figure 00000009
линейных ускорений на оси связанной системы координат OXYZ. В предложенном способе вычисляются разности измеренного кажущегося
Figure 00000010
и вычисленного абсолютного
Figure 00000011
линейных ускорений в точке местоположения измерителя на аппарате. При этом величина и направление кажущегося линейного ускорения
Figure 00000010
аппарата, определяемого измерителем - акселерометром, имеет следующее выражение [1, с.79];The essence of the method for controlling the horizontal orientation of the apparatus is illustrated in the drawing (Fig. 1) and consists in determining the position of its instrument vertical through current calculations of the vector projections
Figure 00000007
seemingly accelerating gravity
Figure 00000008
and absolute
Figure 00000009
linear accelerations on the axis of the associated coordinate system OXYZ. In the proposed method, the differences of the measured apparent
Figure 00000010
and calculated absolute
Figure 00000011
linear accelerations at the location of the meter on the device. The magnitude and direction of the apparent linear acceleration
Figure 00000010
the apparatus determined by the meter - accelerometer, has the following expression [1, p. 79];

Figure 00000012
Figure 00000012

где а - величина вектора кажущегося линейного ускорения, м/с2;where a is the magnitude of the apparent linear acceleration vector, m / s 2 ;

W - величина вектора абсолютного линейного ускорения, м/с2;W is the magnitude of the absolute linear acceleration vector, m / s 2 ;

g - величина вектора ускорения силы тяжести {2, с.791], м/с2.g is the magnitude of the acceleration vector of gravity {2, p.791], m / s 2 .

Измерение кажущегося

Figure 00000013
линейного ускорения возможно либо одним трехмерным векторным акселерометром [1, с.79], либо тремя одномерными взаимно ортогональными акселерометрами, оси чувствительности которых направлены по осям связанной системы координат O X Y Z.Measurement of apparent
Figure 00000013
linear acceleration is possible either with one three-dimensional vector accelerometer [1, p. 79], or with three one-dimensional mutually orthogonal accelerometers, the sensitivity axes of which are directed along the axes of the connected coordinate system OXY Z.

Величина и направление вычисленного абсолютного линейного ускорения

Figure 00000014
определяется дифференцированием измеренных проекций абсолютной скорости аппарата на его связанные оси либо от доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС), либо от спутниковой навигационной системы (СНС) [3, с.118], либо вычисляется по выражению [4, с.340]:The magnitude and direction of the calculated absolute linear acceleration
Figure 00000014
is determined by differentiating the measured projections of the absolute speed of the apparatus on its associated axes either from the Doppler speed and drift angle meter (DISS), or from the satellite navigation system (SSS) [3, p.118], or is calculated by the expression [4, p.340] :

Figure 00000015
Figure 00000015

где

Figure 00000016
- проекции вектора
Figure 00000011
абсолютного линейного ускорения;Where
Figure 00000016
- vector projections
Figure 00000011
absolute linear acceleration;

Figure 00000017
- проекции вектора
Figure 00000004
абсолютной линейной скорости;
Figure 00000017
- vector projections
Figure 00000004
absolute linear speed;

Figure 00000018
- проекции вектора
Figure 00000019
абсолютной угловой скорости аппарата.
Figure 00000018
- vector projections
Figure 00000019
absolute angular velocity of the apparatus.

Величина и направление искомой разности кажущегося и абсолютного линейных ускорений будет:The magnitude and direction of the desired difference between the apparent and absolute linear accelerations will be:

Figure 00000020
Figure 00000020

В скалярной форме векторное соотношение (4) в проекциях на оси связанной системы координат O X Y Z можно записать в виде:In scalar form, the vector relation (4) in the projections on the axis of the connected coordinate system O X Y Z can be written in the form:

Figure 00000021
Figure 00000021

где

Figure 00000022
- проекции вектора
Figure 00000010
кажущегося линейного ускорения;Where
Figure 00000022
- vector projections
Figure 00000010
apparent linear acceleration;

Figure 00000023
- проекции вектора
Figure 00000005
ускорения силы тяжести.
Figure 00000023
- vector projections
Figure 00000005
acceleration of gravity.

В соответствии с фиг.1 взаимосвязь горизонтальной земной системы координатIn accordance with figure 1, the relationship of the horizontal earth coordinate system

О Xо Yо Zо, где известна величина и направление вектора

Figure 00000005
ускорения силы тяжести, и связанной системы координат О Х Y Z аппарата определяется соотношением:
Figure 00000024
O X o Y o Z o , where the magnitude and direction of the vector are known
Figure 00000005
acceleration of gravity, and the associated coordinate system О X YZ of the apparatus is determined by the ratio:
Figure 00000024

где

Figure 00000025
;
Figure 00000026
;
Figure 00000027
Where
Figure 00000025
;
Figure 00000026
;
Figure 00000027

- матрицы поворотов аппарата на углы крена γ, тангажа ϑ, рыскания ψ.- matrices of rotations of the apparatus at roll angles γ, pitch ϑ, yaw ψ.

Аналогично в соответствии с фиг.1 взаимосвязь скоростной системы координатSimilarly, in accordance with figure 1, the relationship of the velocity coordinate system

О Xa Ya Za, где определяется величина и направление вектора

Figure 00000004
абсолютной линейной скорости, и связанной системы координат О X Y Z определяется соотношением:
Figure 00000028
О X a Y a Z a , where the magnitude and direction of the vector are determined
Figure 00000004
absolute linear velocity, and the associated coordinate system О XYZ is determined by the ratio:
Figure 00000028

где

Figure 00000029
Figure 00000030
Where
Figure 00000029
Figure 00000030

- матрицы элементарных поворотов аппарата на углы скольжения β и атаки α. По (6) проекции вектора

Figure 00000005
ускорения силы тяжести будут определяться соотношением вида:- matrices of elementary rotations of the apparatus by sliding angles β and attack α. According to (6) the projection of the vector
Figure 00000005
accelerations of gravity will be determined by a ratio of the form:

Figure 00000031
Figure 00000031

где

Figure 00000032
- проекции вектора
Figure 00000005
ускорения силы тяжести на оси земной горизонтальной системы координат OXOYOZO.Where
Figure 00000032
- vector projections
Figure 00000005
acceleration of gravity on the axis of the earth’s horizontal coordinate system OX O Y O Z O.

По (7) проекции вектора

Figure 00000004
абсолютной линейной скорости могут определяться преобразованием вида:According to (7) the projection of the vector
Figure 00000004
absolute linear velocity can be determined by a transformation of the form:

Figure 00000033
Figure 00000033

где

Figure 00000034
- проекции вектора
Figure 00000004
абсолютной скорости на оси скоростной системы координат О Xa Ya Za.Where
Figure 00000034
- vector projections
Figure 00000004
absolute speed on the axis of the velocity coordinate system О X a Y a Z a .

По соотношению (8) проекции вектора

Figure 00000005
ускорения силы тяжести:According to relation (8), the projections of the vector
Figure 00000005
gravity acceleration:

Figure 00000035
Figure 00000035

Проекции вектора

Figure 00000011
абсолютного линейного ускорения (3) имеют вид
Figure 00000036
Vector projection
Figure 00000011
absolute linear acceleration (3) have the form
Figure 00000036

где проекции вектора

Figure 00000004
абсолютной линейной скорости могут определяться по выражению (9) через аэрометрические полетные параметры скорости V, углов атаки α и скольжения β в виде:where are the projections of the vector
Figure 00000004
absolute linear velocity can be determined by the expression (9) through the aerometric flight parameters of speed V, angle of attack α and slip β in the form:

Figure 00000037
Figure 00000037

В том случае, когда в качестве измерителя проекции VX применяется датчик воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, то по формулам (12) можно вычислить и проекции:In the case when an air velocity sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system is used as a projection meter V X , then projections can also be calculated using formulas (12):

Figure 00000038
Figure 00000038

По выражениям (5) и (10) можно записать:By the expressions (5) and (10) we can write:

Figure 00000039
Figure 00000039

где

Figure 00000040
- проекции разности кажущегося
Figure 00000010
и абсолютного
Figure 00000011
линейного ускорения на продольную, нормальную и поперечную оси связанной системы координат аппарата:Where
Figure 00000040
- projections of the apparent difference
Figure 00000010
and absolute
Figure 00000011
linear acceleration on the longitudinal, normal and transverse axis of the associated coordinate system of the apparatus:

Figure 00000041
Figure 00000041

Преобразовав первое равенство и отношение третьего равенства ко второму равенству в выражении (14), получаем соотношения для контроля горизонтальной ориентации вида:Transforming the first equality and the ratio of the third equality to the second equality in expression (14), we obtain the relations for controlling the horizontal orientation of the form:

Figure 00000042
Figure 00000042

Определяемые по (16) оценки тангажа и крена

Figure 00000043
сравниваются с заданными значениями
Figure 00000044
. В том случае, если разности
Figure 00000045
и/или
Figure 00000046
выходят за поле допуска, то фиксируется отклонение аппарата от заданной горизонтальной ориентации.The pitch and roll estimates determined by (16)
Figure 00000043
compared with setpoints
Figure 00000044
. In the event that the differences
Figure 00000045
and / or
Figure 00000046
If they are outside the tolerance field, then the deviation of the apparatus from the given horizontal orientation is fixed.

Способ осуществляется следующим образом. Посредством трехмерного векторного измерителя, установленного на корпусе аппарата, определяется величина и направление кажущегося

Figure 00000010
линейного ускорения
Figure 00000047
The method is as follows. By means of a three-dimensional vector meter mounted on the apparatus body, the magnitude and direction of the apparent
Figure 00000010
linear acceleration
Figure 00000047

Тем самым измеряются проекции: aX, aY, aZ вектора

Figure 00000010
на оси связанной системы координат О X Y Z (фиг.1). Они могут быть измерены и с помощью трех одномерных взаимно ортогональных акселерометров, оси чувствительности которых также ориентированы по осям связанной системы координат. Одновременно определяется величина и направление абсолютного
Figure 00000011
линейного ускорения аппарата. Учитывая предпочтительность процесса измерения параметров движения аппарата бортовыми измерителями также в связанной системы координат О X Y Z, вычисление величины и направления абсолютного линейного ускорения аппарата следует вести по выражениям:Thus, projections are measured: a X , a Y , a Z vectors
Figure 00000010
on the axis of the associated coordinate system About XYZ (figure 1). They can also be measured using three one-dimensional mutually orthogonal accelerometers whose sensitivity axes are also oriented along the axes of the associated coordinate system. At the same time, the magnitude and direction of the absolute
Figure 00000011
linear acceleration apparatus. Given the preference of the process of measuring the parameters of the vehicle’s motion by on-board meters also in the associated coordinate system О XYZ, the magnitude and direction of the absolute linear acceleration of the apparatus should be calculated using the expressions:

Figure 00000048
Figure 00000048

куда входят параметры линейного VX, VY, VZ и углового ωX, ωY, ωZ движения аппарата. Измерение абсолютных линейных скоростей аппарата ведется датчиком продольной VX линейной скорости, датчиком номальной VY линейной скорости, датчиком поперечной VZ линейной скорости радиотехнического или аэрометрического типа. В частности, для легкого дистанционно пилотируемого аппарата предпочтительно аэрометрическое определение VX, VY, VZ. Для этого измеряются: воздушная скорость по продольной оси связанной системы координат, углы атаки и скольжения аппарата и вычисляются значения:

Figure 00000049
which includes the linear parameters V X , V Y , V Z and angular ω X , ω Y , ω Z movement of the apparatus. The absolute linear velocities of the apparatus are measured by a longitudinal V X linear velocity sensor, a nominal V Y linear velocity sensor, a transverse V Z linear velocity sensor of a radio engineering or aerometric type. In particular, for a light remotely piloted apparatus, aeromeric determination of V X , V Y , V Z is preferable. To do this, the following are measured: air speed along the longitudinal axis of the associated coordinate system, the angles of attack and slip of the apparatus, and the values are calculated:
Figure 00000049

Одновременно измеряются проекции ωX, ωY, ωZ угловой скорости аппарата по осям связанной системы координат и вычисляются по (18) проекции абсолютного линейного ускорения. В доплеровском измерителе скорости и угла сноса (ДИСС) или спутниковой навигационной системе (СНС) параметры VX, VY, VZ измеряются радиотехнически, а значит определение величины и направления абсолютной линейной скорости (или ускорения) аппарата может быть реализовано в одном измерителе - ДИСС или СНС. Параметры углового движения ωX, ωY, ωZ в (18) получаются с микромеханических гироскопических датчиков угловой скорости крена, рыскания, тангажа, оси чувствительности которых также ориентированы по осям связанной системы координат O X Y Z аппарата. Для маломаневренного аппарата, когда угловые скорости ωX, ωY, ωZ очень малы, вычисления по (18) можно значительно упростить, ограничиваясь измерением абсолютного линейной скорости аппарата и ее дифференцированием:

Figure 00000050
At the same time, the projections ω X , ω Y , ω Z of the angular velocity of the apparatus along the axes of the coupled coordinate system are measured and calculated from (18) the projection of the absolute linear acceleration. In the Doppler speed and drift angle meter (DISS) or satellite navigation system (SNA), the parameters V X , V Y , V Z are measured by radio engineering, which means that the determination of the magnitude and direction of the absolute linear speed (or acceleration) of the device can be implemented in one meter - DISS or SNA. The angular motion parameters ω X , ω Y , ω Z in (18) are obtained from micromechanical gyroscopic sensors of the angular velocity of roll, yaw, pitch, the sensitivity axes of which are also oriented along the axes of the connected coordinate system OXYZ of the apparatus. For a low-maneuverable apparatus, when the angular velocities ω X , ω Y , ω Z are very small, calculations according to (18) can be greatly simplified by limiting ourselves to measuring the absolute linear velocity of the apparatus and its differentiation:
Figure 00000050

без вычислений с параметрами угловой скорости. Современные системы позволяют использовать в качестве измерителя величины и направления абсолютного линейного ускорения аппарата, например, только СНС [3, с.118; 6, c.111] или ДИСС [7, с.38; 8, с.244]. Причем известное комплексирование аэрометрического и радиотехнического измерения величины и направления абсолютного линейного ускорения аппарата наиболее перспективно для повышения точности и надежности работы предлагаемой системы контроля горизонтальной ориентации. Далее по измеренным кажущемуся

Figure 00000010
и абсолютному
Figure 00000011
линейным ускорениям определяется разность
Figure 00000051
.without calculations with angular velocity parameters. Modern systems make it possible to use, as a meter, the values and directions of the absolute linear acceleration of the apparatus, for example, only SNA [3, p.118; 6, p. 111] or DISS [7, p. 38; 8, p. 244]. Moreover, the known integration of aerometric and radio engineering measurements of the magnitude and direction of the absolute linear acceleration of the apparatus is most promising for improving the accuracy and reliability of the proposed horizontal orientation control system. Further on the measured apparent
Figure 00000010
and absolute
Figure 00000011
linear acceleration is determined by the difference
Figure 00000051
.

Для этого вычисляются разности проекций:For this, projection differences are calculated:

Figure 00000052
Figure 00000052

Зная величину ускорения g силы тяжести в точке местоположения аппарата [2, с.791], вычисляем отношения: ΔX/g и -ΔZY, характеризующие горизонтальную ориентацию аппарата, и обратные тригонометрические функции этих отношенийKnowing the magnitude of the acceleration g of gravity at the location of the apparatus [2, p.791], we calculate the relations: Δ X / g and -Δ Z / Δ Y , characterizing the horizontal orientation of the apparatus, and the inverse trigonometric functions of these relations

Figure 00000053
Figure 00000053

которые дают значения угловой меры контролируемых оценок горизонтальной ориентации аппарата

Figure 00000043
. При этом отклонение аппарата от заданной горизонтальной ориентации
Figure 00000044
определяется сравнением полученных значений
Figure 00000043
с учетом полей допусков нормального функционирования системы.which give values of the angular measure of controlled estimates of the horizontal orientation of the apparatus
Figure 00000043
. In this case, the deviation of the apparatus from a given horizontal orientation
Figure 00000044
determined by comparing the obtained values
Figure 00000043
taking into account the tolerance fields of the normal functioning of the system.

Способ контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.1 формулы осуществляют следующим образом. Измеряют величину и направление кажущегося

Figure 00000010
и абсолютного
Figure 00000011
линейного ускорения аппарата. Определяют величину и направление разности
Figure 00000054
кажущегося
Figure 00000010
и абсолютного
Figure 00000011
линейных ускорений. Затем, зная величину ускорения g силы тяжести в точке местоположения аппарата, вычисляют отношение проекции ΔX разности кажущегося aX и абсолютного WX линейного ускорения аппарата на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения g силы тяжести. Обратная тригонометрическая функция arc sin этого отношения позволяет определить оценку
Figure 00000002
контролируемого угла тангажа аппарата. Аналогично и одновременно вычисляют отношение проекции - ΔZ разности кажущегося aZ и абсолютного WZ линейного ускорения аппарата на поперечную ось связанной системы координат к проекции ΔY разности кажущегося aY и абсолютного WY линейного ускорения аппарата на нормальную ось связанной системы координат. Обратная тригонометрическая функция arc tg этого отношения позволяет определить оценку
Figure 00000003
контролируемого угла крена аппарата. Для контроля горизонтальной ориентации аппарата и ее соответствия заданным значениям тангажа ϑЗ и крена γЗ производится сравнение с текущими оценками
Figure 00000002
и
Figure 00000003
.The method of controlling the horizontal orientation of the apparatus according to claim 1 of the formula is as follows. Measure the magnitude and direction of the apparent
Figure 00000010
and absolute
Figure 00000011
linear acceleration apparatus. The magnitude and direction of the difference are determined
Figure 00000054
seeming
Figure 00000010
and absolute
Figure 00000011
linear accelerations. Then, knowing the magnitude of the acceleration g of gravity at the location of the apparatus, calculate the ratio of the projection Δ X of the difference of the apparent a X and absolute W X linear acceleration of the apparatus on the longitudinal axis of the associated coordinate system to the acceleration g of gravity. The inverse trigonometric function arc sin of this relation allows us to determine the estimate
Figure 00000002
controlled pitch angle of the apparatus. Similarly and simultaneously, the ratio of the projection - Δ Z of the difference of the apparent a Z and absolute W Z of the linear acceleration of the apparatus on the transverse axis of the connected coordinate system to the projection Δ Y of the difference of the apparent a Y and absolute W Y of the linear acceleration of the apparatus on the normal axis of the connected coordinate system is calculated. The inverse trigonometric function arc tg of this relation allows us to determine the estimate
Figure 00000003
controlled roll angle of the apparatus. To control the horizontal orientation of the apparatus and its compliance with the given values of pitch ϑ З and roll γ З , a comparison is made with current estimates
Figure 00000002
and
Figure 00000003
.

Смысл изобретения состоит в определении горизонтальной ориентации аппарата по разности проекций на связанные оси его кажущегося и абсолютного ускорений. Эта разность зависит от известной величины ускорения силы тяжести и ориентации аппарата относительно вертикали места. Она формируется в блоке вычитания, на входы которого поступают сигналы акселерометра и датчика абсолютного линейного ускорения аппарата. При этом величина и направление кажущегося ускорения измеряются либо одним трехмерным акселерометром, либо тремя взаимо ортогональными одномерными акселерометрами [4, с.335]. Величина и направление абсолютного ускорения вычисляется либо дифференцированием сигналов доплеровских каналов измерения скорости, например, спутниковой навигационной системы [3, с.118], либо вычисляется по сигналам датчиков скорости аппарата, углов атаки и скольжения, его угловых скоростей. В каждом из перечисленных вариантов датчика абсолютного линейного ускорения содержится измеритель линейных скоростей аппарата по осям связанной системы координат аэрометрического или радиотехнического типа. Зная взаимосвязь разностей кажущегося и абсолютного ускорений с проекциями ускорения силы тяжести, получаются отношения проекций разностей кажущегося и абсолютного ускорений и обратные тригонометрические функции углов тангажа, крена в блоке определения составляющих ориентации. При этом с задатчика величины ускорения силы тяжести в этот блок поступает сигнал, пропорциональный величине ускорения силы тяжести в точке местоположения аппарата относительно Земли [2, с.791]. В блоке компараторов фиксируется отклонение аппарата от заданной горизонтальной ориентации, установленной задатчиком горизонтальной ориентации.The meaning of the invention is to determine the horizontal orientation of the apparatus by the difference of the projections onto the connected axes of its apparent and absolute accelerations. This difference depends on the known magnitude of the acceleration of gravity and the orientation of the apparatus relative to the vertical of the place. It is formed in the subtraction unit, the inputs of which receive the signals of the accelerometer and the absolute linear acceleration sensor of the apparatus. In this case, the magnitude and direction of the apparent acceleration are measured either by one three-dimensional accelerometer or by three mutually orthogonal one-dimensional accelerometers [4, p.335]. The magnitude and direction of the absolute acceleration is calculated either by differentiating the signals of the Doppler channels for measuring speed, for example, a satellite navigation system [3, p.118], or calculated by the signals from the sensors of the vehicle’s speed, angle of attack and slip, and its angular velocities. Each of the listed variants of the absolute linear acceleration sensor contains a linear velocity meter of the apparatus along the axes of the associated coordinate system of an aerometric or radio type. Knowing the relationship between the differences of the apparent and absolute accelerations with the projections of the acceleration of gravity, we obtain the relations of the projections of the differences of the apparent and absolute accelerations and the inverse trigonometric functions of the pitch and roll angles in the unit for determining orientation components. At the same time, a signal proportional to the value of the acceleration of gravity at the point of location of the device relative to the Earth [2, p. 71] is received from the setpoint of the acceleration of gravity. In the block of comparators, the deviation of the apparatus from a given horizontal orientation, set by the horizontal orientation adjuster, is recorded.

При этом определение продольной, нормальной и поперечной линейной скорости аппарата по осям связанной системы координат производится по сигналам доплеровских каналов, например, спутниковой навигационной системы. Датчик абсолютного линейного ускорения аппарата реализует выражение (3), которое в скалярной форме имеет вид:In this case, the longitudinal, normal, and transverse linear speeds of the apparatus along the axes of the associated coordinate system are determined by the signals of Doppler channels, for example, a satellite navigation system. The absolute linear acceleration sensor of the apparatus implements expression (3), which in scalar form has the form:

Figure 00000055
Figure 00000055

Для маломаневренного аппарата, когда ωX, ωY, ωZ малы, имеем:For a low-maneuverable apparatus, when ω X , ω Y , ω Z are small, we have:

Figure 00000056
Figure 00000056

На основе фиг.1 несложно установить, что проекции вектора скорости

Figure 00000057
аппарата на оси связанной системы координат имеют вид:
Figure 00000058
Based on FIG. 1, it is easy to establish that the projections of the velocity vector
Figure 00000057
apparatus on the axis of the associated coordinate system are:
Figure 00000058

где α, β - углы атаки и скольжения аппарата. Тогда можно определить величину V вектора скорости, а затем и искомые проекции VY, VZ, применяемые в (18), (19) для реализации датчика абсолютного линейного ускорения аппарата. Если датчик продольной линейной скорости VX аппарата выполнен, например в виде датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, тогда

Figure 00000059
where α, β are the angles of attack and slip of the apparatus. Then it is possible to determine the magnitude V of the velocity vector, and then the desired projections V Y , V Z used in (18), (19) to implement the absolute linear acceleration sensor of the apparatus. If the longitudinal linear velocity sensor V X of the apparatus is made, for example, in the form of an air velocity sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system, then
Figure 00000059

Первый, второй и третий функциональные преобразователи формируют тригонометрические функции secα, tgβ и tgα, используемые в формуле (26). ПроекцииThe first, second, and third functional transducers form the trigonometric functions secα, tgβ, and tgα used in formula (26). Projections

VX, VY, VZ вектора скорости могут быть получены и на выходе доплеровского измерителя скорости и угла сноса аппарата.V X , V Y , V Z velocity vectors can be obtained at the output of the Doppler speed meter and drift angle of the apparatus.

При этом в блоке определения составляющих ориентации вычисляются оценки (16) тангажа

Figure 00000002
и крена
Figure 00000003
аппарата. В первой схеме деления определяется отношение разности проекций ΔX кажущегося и абсолютного линейных ускорений на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения g силы тяжести, пропорциональное sin ϑ. Во второй схеме деления определяется отношение разности проекций - ΔZ кажущегося и абсолютного линейных ускорений на поперечную ось к разности проекций ΔY кажущегося и абсолютного линейных ускорений на нормальную ось связанной системы координат, пропорциональное tgγ. Тогда на выходе четвертого функционального преобразователя, реализующего обратную тригонометрическую функцию arc sin, получается оценка тангажа
Figure 00000002
, а на выходе пятого функционального преобразователя, реализующего обратную тригонометрическую функцию arc tg, - оценка крена
Figure 00000003
аппарата. В том случае, когда заявленное устройство контролирует ориентацию маломаневренного аппарата с ограниченными полетными отклонениями от плоскости горизонта (|ϑ|, |γ|≤14÷17 угл. град), то четвертый и пятый функциональные преобразователи могут быть заменены простейшими масштабирующими усилителями с коэффициентами передачи 57,3. Полученные оценки горизонтальной ориентации
Figure 00000002
,
Figure 00000003
будут иметь размерность угл. град.Moreover, in the unit for determining the orientation components, the pitch estimates (16) are calculated
Figure 00000002
and roll
Figure 00000003
apparatus. In the first division scheme, the ratio of the difference between the projections Δ X of the apparent and absolute linear accelerations on the longitudinal axis of the connected coordinate system to the acceleration value g of gravity is proportional to sin ϑ. In the second division scheme, the ratio of the projection difference Δ Z of the apparent and absolute linear accelerations to the transverse axis to the projection difference Δ Y of the apparent and absolute linear accelerations to the normal axis of the connected coordinate system is proportional to tgγ. Then, at the output of the fourth functional transducer that implements the inverse trigonometric function arc sin, a pitch estimate is obtained
Figure 00000002
, and at the output of the fifth functional transducer that implements the inverse trigonometric function arc tg, is the roll estimate
Figure 00000003
apparatus. In the case when the claimed device controls the orientation of a low-maneuverable vehicle with limited flight deviations from the horizon (| ϑ |, | γ | ≤14 ÷ 17 angular degrees), the fourth and fifth functional converters can be replaced by simple scaling amplifiers with transmission coefficients 57.3. The obtained estimates of horizontal orientation
Figure 00000002
,
Figure 00000003
will have an angle dimension. hail.

Определяемые в блоке определения составляющих ориентации оценки тангажа, крена

Figure 00000002
,
Figure 00000003
Defined in the unit for determining the components of the orientation of the pitch, roll
Figure 00000002
,
Figure 00000003

здесь сравниваются с заданными значениями тангенса ϑЗ и крена γЗ. В том случае, если разности

Figure 00000060
и/или
Figure 00000061
выходят за поле допуска, то фиксируется отклонение аппарата от заданной горизонтальной ориентации.here they are compared with the given values of the tangent ϑ З and the roll γ З. In the event that the differences
Figure 00000060
and / or
Figure 00000061
If they are outside the tolerance field, then the deviation of the apparatus from the given horizontal orientation is fixed.

Устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата (фиг.2) содержит последовательно соединенные акселерометр 1 и блок 2 вычитания, второй вычитающий вход которого соединен с выходом датчика 3 абсолютного линейного ускорения аппарата. Блок 4 определения составляющих ориентации своим первым входом соединен с выходом задатчика 5 величины ускорения силы тяжести, вторым входом - с выходом блока 2 вычитания, а выходом - с первым входом блока 6 компараторов, второй вход которого соединен с выходом задатчика 7 горизонтальной ориентации, а выход - является выходом устройства.A device for controlling the horizontal orientation of the apparatus (figure 2) contains a series-connected accelerometer 1 and a subtraction unit 2, the second subtracting input of which is connected to the output of the sensor 3 of the absolute linear acceleration of the apparatus. The unit 4 for determining the components of orientation with its first input is connected to the output of the setpoint 5 of the acceleration of gravity, the second input is with the output of the subtraction unit 2, and the output is with the first input of the unit 6 of the comparators, the second input of which is connected to the output of the setter 7 horizontal orientation, and the output - is the output of the device.

Датчик 3 абсолютного линейного ускорения аппарата (фиг.3) содержит датчик 8 продольной линейной скорости, датчик 9 нормальной линейной скорости, датчик 10 поперечной линейной скорости, датчик 11 угловой скорости тангажа, датчик 12 угловой скорости крена, датчик 13 угловой скорости рыскания, дифференциаторы 14-1, 14-2, 14-3, сумматоры 15-1, 15-2, 15-3, умножители 16-1, 16-2, 16-3, 16-4, 16-5, 16-6 так, что первые входы дифференциатора 14-1, умножителей 16-1, 16-2 соединены с выходом датчика 8 продольной линейной скорости, первые входы дифференциатора 14-2, умножителей 16-3, 16-4 соединены с выходом датчика 9 нормальной линейной скорости, первые входы дифференциатора 14-3, умножителей 16-5, 16-6 соединены с выходом датчика 10 поперечной линейной скорости. Вторые входы умножителей 16-1, 16-3 соединены с выходом датчика 11 угловой скорости тангажа, вторые входы умножителей 16-2, 16-6 соединены с выходом датчика 13 угловой скорости рыскания, вторые входы умножителей 16-4, 16-5 соединены с выходом датчика 12 угловой скорости крена. Первый суммирующий вход сумматора 15-1 соединен с выходом дифференциатора 14-1, второй вычитающий вход - с выходом умножителя 16-3, третий суммирующий вход - с выходом умножителя 16-6, а выход - с выходом продольной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата. Первый суммирующий вход сумматора 15-2 соединен с выходом дифференциатора 14-2, второй вычитающий вход - с выходом умножителя 16-5, третий суммирующий вход - с выходом умножителя 16-1, а выход - с выходом нормальной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата. Первый суммирующий вход сумматора 15-3 соединен с выходом дифференциатора 14-3, второй вычитающий вход - с выходом умножителя 16-2, третий суммирующий вход - с выходом умножителя 16-4, а выход - с выходом поперечной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата.The absolute linear acceleration sensor 3 of the apparatus (FIG. 3) comprises a longitudinal linear velocity sensor 8, a normal linear velocity sensor 9, a transverse linear velocity sensor 10, a pitch angular velocity sensor 11, a roll angular velocity sensor 12, a yaw rate sensor 13, differentiators 14 -1, 14-2, 14-3, adders 15-1, 15-2, 15-3, multipliers 16-1, 16-2, 16-3, 16-4, 16-5, 16-6 so, that the first inputs of the differentiator 14-1, multipliers 16-1, 16-2 are connected to the output of the sensor 8 of the longitudinal linear velocity, the first inputs of the differentiator 14-2, multipliers 16-3, 16-4 are connected with the output of the sensor 9 normal linear speed, the first inputs of the differentiator 14-3, the multipliers 16-5, 16-6 are connected to the output of the sensor 10 of the transverse linear speed. The second inputs of the multipliers 16-1, 16-3 are connected to the output of the pitch angular velocity sensor 11, the second inputs of the multipliers 16-2, 16-6 are connected to the output of the yaw rate sensor 13, the second inputs of the multipliers 16-4, 16-5 are connected to the output of the sensor 12 of the angular roll velocity. The first summing input of adder 15-1 is connected to the output of the differentiator 14-1, the second subtracting input is with the output of the multiplier 16-3, the third summing input is with the output of the multiplier 16-6, and the output is with the output of the longitudinal component of the absolute linear acceleration of the apparatus. The first summing input of adder 15-2 is connected to the output of the differentiator 14-2, the second subtracting input is with the output of the multiplier 16-5, the third summing input is with the output of the multiplier 16-1, and the output is with the output of the normal component of the absolute linear acceleration of the apparatus. The first summing input of adder 15-3 is connected to the output of the differentiator 14-3, the second subtracting input is connected to the output of the multiplier 16-2, the third summing input is connected to the output of the multiplier 16-4, and the output is connected to the output of the transverse component of the absolute linear acceleration of the apparatus.

Датчик 8 продольной линейной скорости (фиг.4) аппарата выполнен в виде датчика 17 воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а устройство дополнительно содержит последовательно соединенные датчик 18 угла атаки, функциональный преобразователь 19-1, умножитель 16-7, второй вход которого через функциональный преобразователь 19-2 соединен с выходом датчика 20 угла скольжения, умножитель 16-8, второй вход которого соединен с выходом датчика 17 воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход образует поперечную линейную скорость аппарата, последовательно соединенные датчик 18 угла атаки, функциональный преобразователь 19-3, инвертор 21, умножитель 16-9, второй вход которого соединен с выходом датчика 17 воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход образует нормальную линейную скорость аппарата.The longitudinal linear velocity sensor 8 (FIG. 4) of the apparatus is made in the form of an air velocity sensor 17 along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the device further comprises a series of attack angle sensors 18, a functional converter 19-1, a multiplier 16-7, the second input of which through a functional converter 19-2 is connected to the output of the sliding angle sensor 20, a multiplier 16-8, the second input of which is connected to the output of the airspeed sensor 17 along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the output forms river linear velocity of the apparatus, serially connected sensor 18 of the angle of attack, functional converter 19-3, inverter 21, multiplier 16-9, the second input of which is connected to the output of the air velocity sensor 17 along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the output forms the normal linear velocity of the apparatus .

Блок 4 определения составляющих ориентации (фиг.5) содержит схемы 22-1, 22-2 деления, функциональные преобразователи 19-4, 19-5 так, что первый вход блока 4 определения составляющих ориентации соединен с первым входом делителя схемы 22-1 деления, второй вход делимого которой соединен с входом разности продольных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока 4 определения составляющих ориентации. Выход схемы 22-1 деления через функциональный преобразователь 19-4 соединен с выходом оценки тангажа контролируемой горизонтальной ориентации аппарата. Первый вход делителя схемы 22-2 деления соединен с входом разности нормальных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока 4 определения составляющих ориентации, второй вход делимого - с входом разности поперечного кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока 4 определения составляющих ориентации. Выход схемы 22-2 деления через функциональный преобразователь 19-5 соединен с выходом оценки крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата.The orientation component determination unit 4 (FIG. 5) comprises division circuits 22-1, 22-2, functional converters 19-4, 19-5 so that the first input of the orientation component determination unit 4 is connected to the first input of the divider of the division circuit 22-1 , the second input of the dividend which is connected to the input of the difference of the longitudinal apparent and absolute linear accelerations at the second input of the unit 4 for determining the components of orientation. The output of the division circuit 22-1 through the functional converter 19-4 is connected to the output of the pitch estimation of the controlled horizontal orientation of the apparatus. The first input of the divider of the division circuit 22-2 is connected to the input of the difference of the normal apparent and absolute linear accelerations at the second input of the orientation component determination unit 4, the second input of the dividend is connected to the input of the difference of the transverse apparent and absolute linear accelerations at the second input of the orientation component determination unit 4. The output of the division circuit 22-2 through the functional converter 19-5 is connected to the output of the roll assessment of the controlled horizontal orientation of the apparatus.

Блок 6 компараторов содержит компараторы 23-1, 23-2 и схему 24 ИЛИ так, что ее первый вход соединен с выходом компаратора 23-1, один вход которого соединен с первым входом блока 6 компараторов оценки тангажа, а другой вход - со вторым входом блока 6 компараторов заданной горизонтальной ориентации по тангажу. Второй вход схемы 24 ИЛИ соединен с выходом компаратора 23-2, один вход которого соединен с первым входом блока 6 компараторов оценки крена, другой вход - со вторым входом блока 6 компараторов заданной горизонтальной ориентации по крену. Выход схемы 24 ИЛИ является выходом устройства контроля горизонтальной ориентации.The comparator unit 6 contains comparators 23-1, 23-2 and the OR circuit 24 so that its first input is connected to the output of the comparator 23-1, one input of which is connected to the first input of the pitch estimation comparator unit 6, and the other input to the second input block 6 comparators of a given horizontal orientation in pitch. The second input of the OR circuit 24 is connected to the output of the comparator 23-2, one input of which is connected to the first input of the roll evaluation comparator unit 6, and the other input is connected to the second input of the comparator unit 6 of a given horizontal roll orientation. The output of the OR circuit 24 is the output of a horizontal orientation control device.

Устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.2 формулы (фиг.2) работает следующим образом. Сигнал, пропорциональный величине и направлению кажущегося

Figure 00000010
линейного ускорения аппарата, с акселерометра 1 поступает на первый суммирующий вход блока 2 вычитания, на второй вычитающий вход которого поступает сигнал, пропорциональный величине и направлению абсолютного
Figure 00000011
линейного ускорения аппарата. Этот сигнал получается на выходе датчика 3 абсолютного линейного ускорения аппарата, выполненного с применением аэрометрических и/или радиотехнических измерителей. Выходной сигнал блока 2 вычитания, пропорциональный разности
Figure 00000054
кажущегося
Figure 00000010
и абсолютного
Figure 00000011
линейного ускорения, поступает на второй вход блока 4 определения составляющих ориентации, на первый вход которого с задатчика 5 величины ускорения силы тяжести одновременно поступает сигнал, пропорциональный величине ускорения g силы тяжести в точке местоположения аппарата. В блоке 4 определения составляющих ориентации получается сигнал
Figure 00000062
, пропорциональный составляющим горизонтальной ориентации аппарата по тангажу
Figure 00000002
и крену
Figure 00000003
. Поступая на первый вход блока 6 компараторов, он сравнивается с сигналом
Figure 00000063
, поступающим на второй вход с задатчика 7 горизонтальной ориентации, где формируются сигналы, пропорциональные заданным значениям тангажа ϑЗ и крена γЗ аппарата. В том случае если разности
Figure 00000060
и/или
Figure 00000061
выходят за поле допуска, то на выходе блока 6 компараторов формируется сигнал, информирующий об отклонении аппарата от заданной ему горизонтальной ориентации.A device for controlling the horizontal orientation of the apparatus according to claim 2 of the formula (figure 2) works as follows. A signal proportional to the magnitude and direction of the apparent
Figure 00000010
the linear acceleration of the apparatus, from the accelerometer 1 is fed to the first summing input of the subtraction unit 2, the second subtracting input of which receives a signal proportional to the magnitude and direction of the absolute
Figure 00000011
linear acceleration apparatus. This signal is obtained at the output of the sensor 3 of the absolute linear acceleration of the apparatus, made using aerometric and / or radio meters. The output signal of the block 2 subtraction proportional to the difference
Figure 00000054
seeming
Figure 00000010
and absolute
Figure 00000011
linear acceleration, is fed to the second input of the orientation component determination unit 4, the first input of which from the setpoint 5 of the acceleration of gravity simultaneously receives a signal proportional to the acceleration g of gravity at the location of the apparatus. In block 4 determining the components of orientation, a signal is obtained
Figure 00000062
proportional to the components of the horizontal orientation of the apparatus in pitch
Figure 00000002
and roll
Figure 00000003
. Coming to the first input of block 6 comparators, it is compared with the signal
Figure 00000063
arriving at the second input from the setter 7 of horizontal orientation, where signals are generated proportional to the set values of pitch ϑ З and roll γ З of the apparatus. In the event that the differences
Figure 00000060
and / or
Figure 00000061
If they are outside the tolerance field, a signal is generated at the output of block 6 of the comparators informing about the deviation of the device from the horizontal orientation set for it.

Датчик 3 абсолютного линейного ускорения аппарата по п.3 формулы (фиг.3) работает следующим образом. Сигнал, пропорциональный проекции VX продольной линейной скорости аппарата, с датчика 8 продольной линейной скорости поступает на первые входы дифференциатора 14-1 и умножителей 16-1, 16-2. Сигнал, пропорциональный проекции VY нормальной линейной скорости аппарата, с датчика 9 нормальной линейной скорости поступает на первые входы дифференциатора 14-2 и умножителей 16-3, 16-4. Сигнал, пропорциональный проекции VZ поперечной линейной скорости аппарата, с датчика 10 поперечной линейной скорости поступает на первые входы дифференциатора 14-3 и умножителей 16-5, 16-6. На вторые входы умножителей 16-1 и 16-2 поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости ωZ по поперечной оси связанной системы координат с датчика 11 угловой скорости тангажа. На вторые входы умножителей 16-2 и 16-6 поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости ωY по нормальной оси связанной системы координат с датчика 13 угловой скорости рыскания. На вторые входы умножителей 16-4 и 16-5 поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости ωX по продольной оси связанной системы координат с датчика 12 угловой скорости крена. На первый суммирующий вход сумматора 15-1 поступает сигнал с выхода дифференциатора 14-1, на второй вычитающий вход - с выхода умножителя 16-3, на третий суммирующий вход - с выхода умножителя 16-6, а с выхода снимается сигнал, пропорциональный продольной составляющей WX абсолютного линейного ускорения аппарата. На первый суммирующий вход сумматора 15-2 поступает сигнал с выхода дифференциатора 14-2, на второй вычитающий вход - с выхода умножителя 16-5, на третий суммирующий вход - с выхода умножителя 16-1, а с выхода снимается сигнал, пропорциональный нормальной составляющей WY абсолютного линейного ускорения аппарата. На первый суммирующий вход сумматора 15-3 поступает сигнал с выхода дифференциатора 14-3, на второй вычитающий вход - с выхода умножителя 16-2, на третий суммирующий вход - с выхода умножителя 16-4, а с выхода снимается сигнал, пропорциональный поперечной составляющей WZ абсолютного линейного ускорения аппарата. Сигналы WX, WY, WZ, пропорциональные проекциям абсолютного линейного ускорения аппарата, поступают на вход блока 2 вычитания.The sensor 3 of the absolute linear acceleration of the apparatus according to claim 3 of the formula (figure 3) works as follows. A signal proportional to the projection V X of the longitudinal linear velocity of the apparatus, from the sensor 8 of the longitudinal linear velocity is supplied to the first inputs of the differentiator 14-1 and multipliers 16-1, 16-2. A signal proportional to the projection V Y of the normal linear speed of the apparatus from the sensor 9 of the normal linear speed is supplied to the first inputs of the differentiator 14-2 and the multipliers 16-3, 16-4. A signal proportional to the projection V Z of the transverse linear velocity of the apparatus from the transverse linear velocity sensor 10 is supplied to the first inputs of the differentiator 14-3 and the multipliers 16-5, 16-6. The second inputs of the multipliers 16-1 and 16-2 receive a signal proportional to the angular velocity ω Z along the transverse axis of the associated coordinate system from the pitch angle sensor 11. The second inputs of the multipliers 16-2 and 16-6 receive a signal proportional to the angular velocity ω Y along the normal axis of the associated coordinate system from the sensor 13 of the angular yaw rate. The second inputs of the multipliers 16-4 and 16-5 receive a signal proportional to the angular velocity ω X along the longitudinal axis of the associated coordinate system from the sensor 12 of the angular roll velocity. The first summing input of adder 15-1 receives a signal from the output of the differentiator 14-1, the second subtracting input - from the output of the multiplier 16-3, the third summing input - from the output of the multiplier 16-6, and the signal proportional to the longitudinal component is taken from the output W X absolute linear acceleration apparatus. The first summing input of adder 15-2 receives a signal from the output of the differentiator 14-2, the second subtracting input - from the output of the multiplier 16-5, the third summing input - from the output of the multiplier 16-1, and the signal proportional to the normal component is taken from the output W Y absolute linear acceleration of the apparatus. The first summing input of adder 15-3 receives a signal from the output of the differentiator 14-3, the second subtracting input - from the output of the multiplier 16-2, the third summing input - from the output of the multiplier 16-4, and the signal proportional to the transverse component is taken from the output W Z the absolute linear acceleration of the apparatus. The signals W X , W Y , W Z , proportional to the projections of the absolute linear acceleration of the apparatus, are input to the subtraction unit 2.

Датчик 8 продольной линейной скорости по п.4 формулы (фиг.4) выполнен в виде датчика 17 воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, причем его выходной сигнал, пропорциональный VX, используется также и для получения информации о нормальной VY и поперечной VZ линейной скорости аппарата, сообщаемой датчиком 9 нормальной линейной скорости и датчиком 10 поперечной линейной скорости устройства. При этом сигнал, пропорциональный углу α атаки, с датчика 18 угла атаки через функциональный преобразователь 19-1, формирующий сигнал sec α, поступает на первый вход умножителя 16-7. На второй вход умножителя 16-7 через функциональный преобразователь 19-2 поступает сигнал tgβ с датчика 20 угла скольжения β. Тогда на выходе умножителя 16-7 образуется сигнал, пропорциональный secα tgβ, который в умножителе 16-8 перемножается с выходным сигналом VX с датчика 17 воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат. Выходной сигнал умножителя 16-8 пропорционален проекции VZ=VXsecα tgβ - поперечной линейной скорости аппарата. Аналогично сигнал, пропорциональный углу α атаки, с датчика 18 угла атаки через функциональный преобразователь 19-3, формирующий сигнал tgα, и инвертор 21 поступает на первый вход умножителя 16-9. На второй вход умножителя 16-9 поступает сигнал VX с выхода датчика 17 воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат. В результате перемножения этих сигналов на выходе умножителя 16-9 получается сигнал VY=-VXtgα, пропорциональный нормальной линейной скорости аппарата.The longitudinal linear velocity sensor 8 according to claim 4 of the formula (FIG. 4) is made in the form of an air velocity sensor 17 along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and its output signal proportional to V X is also used to obtain information about normal V Y and transverse V Z the linear velocity of the apparatus, reported by the sensor 9 normal linear velocity and the sensor 10 of the transverse linear velocity of the device. In this case, the signal proportional to the angle of attack α from the sensor 18 of the angle of attack through the functional Converter 19-1, generating the signal sec α, is fed to the first input of the multiplier 16-7. The second input of the multiplier 16-7 through the functional Converter 19-2 receives the signal tgβ from the sensor 20 of the angle of slip β. Then, at the output of the multiplier 16-7, a signal proportional to secα tgβ is generated, which in the multiplier 16-8 is multiplied with the output signal V X from the airspeed sensor 17 along the longitudinal axis of the associated coordinate system. The output signal of the multiplier 16-8 is proportional to the projection V Z = V X secα tgβ - the transverse linear velocity of the apparatus. Similarly, a signal proportional to the angle of attack α from the sensor 18 of the angle of attack through the functional Converter 19-3, generating a signal tgα, and the inverter 21 is supplied to the first input of the multiplier 16-9. The second input of the multiplier 16-9 receives a signal V X from the output of the airspeed sensor 17 along the longitudinal axis of the associated coordinate system. As a result of multiplying these signals at the output of the multiplier 16-9, a signal V Y = -V X tgα is obtained, which is proportional to the normal linear speed of the apparatus.

Блок 4 определения составляющих ориентации по п.5 формулы (фиг.5) работает следующим образом. Сигнал на первый вход блока 4 определения составляющих ориентации, пропорциональный величине ускорения g силы тяжести, поступает на первый вход делителя схемы 22-1 деления, на второй вход делимого которой поступает сигнал со второго входа блока 4, пропорциональный разности ΔX продольных кажущегося aX и абсолютного WX линейных ускорений. В результате на выходе схемы 22-1 получается сигнал, пропорциональный ΔX/g. Пройдя через функциональный преобразователь 19-4, реализующий обратную тригонометрическую функцию arc sin, он образует на одном выходе блока 4 определения составляющих ориентации оценку угла тангажа

Figure 00000064
контролируемой горизонтальной ориентации аппарата. Сигнал на первый вход делителя, пропорциональный разности ΔY нормальных кажущегося aY и абсолютного WY линейных ускорений, и сигнал на второй вход делимого, пропорциональный разности ΔZ поперечных кажущегося aZ и абсолютного WZ линейных ускорений, схемы 22-2 деления поступают со второго входа блока 4 определения составляющих ориентации. В результате на выходе схемы 22-2 получается сигнал, пропорциональный - ΔZY. Пройдя через функциональный преобразователь 19-5, реализующий обратную тригонометрическую функцию arc tg, он образует на другом выходе блока 4 определения составляющих ориентации оценку угла крена
Figure 00000065
контролируемой горизонтальной ориентации аппарата.Block 4 determining the components of orientation according to claim 5 of the formula (figure 5) works as follows. The signal to the first input of the orientation component determination unit 4, proportional to the acceleration value g of gravity, is fed to the first input of the divider of the division circuit 22-1, the second input of which is divisible, receives a signal from the second input of unit 4 proportional to the difference Δ X of the longitudinal apparent a X and absolute W X linear accelerations. As a result, a signal proportional to Δ X / g is obtained at the output of circuit 22-1. Having passed through a functional transducer 19-4 that implements the inverse trigonometric function arc sin, it forms an estimate of the pitch angle at one output of block 4 for determining the components of orientation
Figure 00000064
controlled horizontal orientation of the apparatus. The signal at the first input of the divider, proportional to the difference Δ Y normal apparent absolute and a Y W Y linear acceleration signal and to the second input of the dividend proportional to the difference Δ Z transverse apparent absolute and a Z W Z linear accelerations dividing circuit 22-2 receives from the second input of the unit 4 for determining the components of orientation. As a result, a signal proportional to Δ Z / Δ Y is obtained at the output of circuit 22-2. Having passed through a functional converter 19-5 that implements the inverse trigonometric function arc tg, it forms an estimate of the angle of heel at the other output of block 4 for determining the components of orientation
Figure 00000065
controlled horizontal orientation of the apparatus.

Блок 6 компараторов по п.6 формулы (фиг.6) работает следующим образом. Сигнал, пропорциональный оценке

Figure 00000002
тангажа, поступает на один вход компаратора 23-1 с первого входа блока 6 компараторов. На другой вход компаратора 23-1 поступает сигнал, пропорциональный заданной горизонтальной ориентации по тангажу ϑЗ, со второго входа блока 6 компараторов. В том случае, если разность этих сигналов больше допустимого значения, компаратор 23-1 формирует выходной сигнал, который через схему 24 ИЛИ поступает на выход блока 6 компараторов. Сигнал, пропорциональный оценке
Figure 00000003
крена, поступает на один вход компаратора 23-2 с первого входа блока 6 компараторов. На другой вход компаратора 23-2 поступает сигнал, пропорциональный заданной горизонтальной ориентации по крену γЗ, со второго входа блока 6 компараторов. В том случае, если разность этих сигналов больше допустимого значения, компаратор 23-2 формирует выходной сигнал, который через схему 24 ИЛИ также поступает на выход блока 6 компараторов. Появление сигнала на выходе блока 6 компараторов информирует о нарушении заданной горизонтальной ориентации аппарата.Block 6 of the comparators according to claim 6 of the formula (Fig.6) works as follows. Proportional Signal
Figure 00000002
pitch, is fed to one input of the comparator 23-1 from the first input of block 6 of the comparators. At the other input of the comparator 23-1, a signal proportional to the specified horizontal orientation in pitch ϑ З is received from the second input of the block 6 of the comparators. In the event that the difference of these signals is greater than the permissible value, the comparator 23-1 generates an output signal, which through the circuit 24 OR is fed to the output of the block 6 of the comparators. Proportional Signal
Figure 00000003
roll, is fed to one input of the comparator 23-2 from the first input of block 6 of the comparators. At the other input of the comparator 23-2, a signal proportional to the specified horizontal orientation along the roll γ 3 is received from the second input of the unit 6 of the comparators. In the event that the difference of these signals is greater than the permissible value, the comparator 23-2 generates an output signal, which, through the OR circuit 24, also arrives at the output of the comparator unit 6. The appearance of the signal at the output of the unit 6 of the comparators informs about the violation of a given horizontal orientation of the apparatus.

Практическая реализация способа и устройства контроля горизонтальной ориентации аппарата возможна на аналоговой и цифровой схемотехнической базе. На малогабаритном дистанционно пилотируемом летательном аппарате, например, типа «Элерон» (ЗАО «Эникс» г.Казань), «Ласточка» (ОКБ СКБ «Топаз» г.Москва), ZALA 421-01 -04 (г.Москва) и др., в качестве гироскопических датчиков 11, 12, 13 угловых скоростей тангажа, крена, рыскания можно примененить микромеханические приборы типа МГК-01, МГДМ-01, МГВ-01 [10] или трехосный блок датчиков типа ДУС-ММГ [11]. Предпочтительно применять измерительные блоки высокой интеграции, включающие и микромеханические датчики 11, 12, 13 угловых скоростей тангажа, крена, рыскания, трехмерный векторный акселерометр 1 кажущихся ускорений по продольной aX, нормальной aY и поперечной aZ осям связанной системы координат, например, типа ИИБ-1-2 [12]. Еще большая степень интеграции возможна с применением системы, например, типа СИВПП-В, в которой измеряются и угловые скорости тангажа ωZ, крена ωX, рыскания ωY (датчики 11, 12, 13 угловых скоростей), и кажущиеся ускорения по продольной aX, нормальной aY, поперечной aZ осям (акселерометр 1), и углы атаки α, скольжения β (датчик 18 угла атаки, датчик 20 угла скольжения), и продольная VX, нормальная VY, поперечная VZ скорости (датчик 8 продольной линейной скорости, датчик 9 нормальной линейной скорости, датчик 10 поперечной линейной скорости) [13]. Для аэрометрической реализации измерения линейных скоростей аппарата может применяться и микро-СВС типа МВД-1, имеющую весьма малые весовые и габаритные характеристики [14]. Датчик 18 угла атаки и датчик 20 угла скольжения предпочтительно могут быть выполненны на малогабаритных безфлюгерных пневмомеханических ДАУ-П, термоанемометрических ДАУ-14И, ТДАУ, ионно-меточных ДАУ-17М измерителях [15]. Блок 2 вычитания, блок 4 определения составляющих ориентации, блок 6 компараторов, задатчик 5 величины ускорения силы тяжести, задатчик 7 горизонтальной ориентации, вычислительные операции в датчике 3 абсолютного линейного ускорения аппарата (фиг.3), датчике 9 нормальной линейной скорости и датчике 10 поперечной скорости (фиг.4) реализуются простыми алгоритмическими операциями БЦВМ аппарата, например, типа ЦВМ 80-30301, СБ-3580, КРЕДО-486 [16]. Для реализации устройства контроля горизонтальной ориентации, например, с командным авиагоризонтом АГБ-3К на вертолете МИ-8 в качестве датчика 8 продольной линейной скорости, датчика 9 нормальной линейной скорости и датчика 10 поперечной линейной скорости могут быть использованы выходные сигналы штатной радиотехнической доплеровской системы ДИСС-15 [17]. Для вертолета КА-50, КА-52 - это ДИСС-32. В качестве датчика 11 угловой скорости тангажа, датчика 12 угловой скорости крена, датчика 13 угловой скорости рыскания могут быть использованы гироДУСы типа 1209, а для трехмерного векторного акселерометра 1 - датчики МП-95 от штатных автопилота АП-34Б и БУР-1-2. Датчики 8, 9, 10 могут быть реализованы и на спутниковой навигационной системе типа К-161, СНС-2, СН-3704 (3715), AT-1304 (1305). Вычислительные операции здесь также возможны на БЦВМ типа ЦВМ 80÷90. При этом отпадает необходимость в установке на борт вертолета сравнительно крупногабаритного ненадежного блока сравнения и предельного крена БСПК. В микросхемном аналоговом исполнении устройство контроля горизонтальной ориентации строится так, что умножители 16-1, 16-2, 16-3, 16-4, 16-5, 16-6, 16-7, 16-8, 16-9 выполнены на микросхеме К525ПС2 [18, с.321], делители 23-1, 23-2 - на микросхемах К525ПС1 и К140УД7 [18, с.322], сумматоры 15-1, 15-2, 15-3, дифференциаторы 14-1, 14-2, 14-3, блок 2 вычитания и инвертор 21 - на операционном усилителе К140 УД8 [18, с.286], компараторы 23-1, 23-2 - на микросхеме 521СА1 или К554 CA1 [18, с.310], функциональные преобразователи 19-1, 19-2, 19-3,19-4, 19-5 - на активных диодных функциональных преобразователях [19, с.116], схема ИЛИ - на микросхеме К564ЛЕ5 [18, с.145].The practical implementation of the method and device for controlling the horizontal orientation of the apparatus is possible on an analog and digital circuitry base. On a small remotely piloted aircraft, for example, of the Eleron type (Enix CJSC, Kazan), Lastochka (Design Bureau Design Bureau Topaz, Moscow), ZALA 421-01-04 (Moscow), etc. ., as gyroscopic sensors 11, 12, 13 of the angular speeds of pitch, roll, yaw, you can use micromechanical devices such as MGK-01, MGDM-01, MGV-01 [10] or a three-axis sensor block type DUS-MMG [11]. It is preferable to use measuring units of high integration, including micromechanical sensors 11, 12, 13 of angular velocities of pitch, roll, yaw, three-dimensional vector accelerometer 1 of apparent accelerations along the longitudinal a X , normal a Y and transverse a Z axes of the associated coordinate system, for example, of the type IIB-1-2 [12]. An even greater degree of integration is possible with the use of a system, for example, of the SIVPP-V type, in which both the angular pitch velocities ω Z , the roll ω X , the yaw ω Y (sensors 11, 12, 13 angular velocities) and the apparent accelerations along the longitudinal a are measured X , normal a Y , transverse to a Z axes (accelerometer 1), and angles of attack α, slip β (sensor 18 of angle of attack, sensor 20 of angle of slip), and longitudinal V X , normal V Y , transverse V Z of speed (sensor 8 longitudinal linear velocity, sensor 9 normal linear velocity, transverse linear velocity sensor 10) [13]. For aerometric measurements of measuring the linear velocities of the apparatus, micro-SHS of the MVD-1 type can also be used, which has very small weight and overall characteristics [14]. The sensor 18 of the angle of attack and the sensor 20 of the angle of glide can preferably be performed on small-sized, vane-free pneumomechanical DAU-P, hot-wire anemometer DAU-14I, TDAU, ion-tagged DAU-17M meters [15]. Subtraction unit 2, orientation component determination unit 4, comparator unit 6, gravity acceleration adjuster 5, horizontal orientation adjuster 7, computing operations in the absolute linear acceleration sensor 3 of the apparatus (FIG. 3), normal linear velocity sensor 9 and transverse sensor 10 speeds (Fig. 4) are realized by simple algorithmic operations of a digital computer of the apparatus, for example, a type of digital computer 80-30301, SB-3580, CREDO-486 [16]. To implement a horizontal orientation control device, for example, with an AGB-3K command horizon, on a MI-8 helicopter, the output signals of a standard radio engineering Doppler system DISS- can be used as a sensor 8 for longitudinal linear speed, a sensor 9 for normal linear speed and a sensor 10 for lateral linear speed 15 [17]. For the helicopter KA-50, KA-52 is DISS-32. As the sensor 11 of the pitch angular velocity, the sensor 12 of the angular roll velocity, the sensor 13 of the angular velocity of yaw, gyroUSES of type 1209 can be used, and for the three-dimensional vector accelerometer 1 — MP-95 sensors from the standard autopilot AP-34B and BUR-1-2. Sensors 8, 9, 10 can also be implemented on a satellite navigation system of the type K-161, SNS-2, SN-3704 (3715), AT-1304 (1305). Computational operations here are also possible on a digital computer of type CVM 80 ÷ 90. At the same time, there is no need to install a relatively large unreliable comparison unit and the maximum roll of the BSPK on board the helicopter. In the analog microcircuit design, the horizontal orientation control device is constructed so that the multipliers 16-1, 16-2, 16-3, 16-4, 16-5, 16-6, 16-7, 16-8, 16-9 are made on K525PS2 chip [18, p.321], dividers 23-1, 23-2 - on K525PS1 and K140UD7 microcircuits [18, p.322], adders 15-1, 15-2, 15-3, differentiators 14-1, 14-2, 14-3, subtraction unit 2 and inverter 21 - on the operational amplifier K140 UD8 [18, p.286], comparators 23-1, 23-2 - on the chip 521CA1 or K554 CA1 [18, p.310] , functional converters 19-1, 19-2, 19-3,19-4, 19-5 - on active diode functional converters [19, p. 116], OR circuit - on chip K 564LE5 [18, p.145].

Повышенная точность контроля горизонтальной ориентации заявляемым способом и устройством зависит от порогов чувствительности измерителей - акселерометра и датчика абсолютного линейного ускорения аппарата. Ее наибольшее значение составляет 0,21 угл. сек по порогу акселерометра, например, типа A-15 [8,c.131], или 1÷7 угл. мин по порогу определения ускорений с помощью спутниковой навигационной системы СНС [3, с.118; 6, с.111]. Это много лучше (15÷20 угл. мин),чем у классических гировертикалей АГБ, МГВ-1, МГВ-4. Контроль положения аппарата может осуществляться с более высокой точностью, чем в устройствах БСПК, БКК, где порог срабатывания компараторов отказа составляет 7±2 угл. град, но для двух или трех гировертикалей [20, с.38]. Реализация датчика абсолютного линейного ускорения аппарата с помощью датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат МВД-1 и датчиков углов атаки и скольжения дает наихудшую точность контроля 2,8 угл. град (ветер ±1 м/с, скорость 120 м/с) [8, с.112]. Это значительно хуже, чем в варианте СНС, однако имеет место наибольшая автономность и надежность контроля ориентации для малоразмерного аппарата. Так среднее время наработки на отказ, определяемое надежностью ЦВМ 80, ИИБ, МВД-1, здесь составляет 6200 ч, что для среднего полетного времени 2 часа обеспечивает надежность контроля горизонтальной ориентации Р=0,9997. При реализации способа и устройства на СНС аналогичные показатели равны: 666÷2000 ч, Р=0,997÷0,999 [6, с.111]. Эти значения соизмеримы с надежностью 3000 часов классических гировертикалей АГБ-3К, МГВ-1, МГВ-4. Значительный положительный эффект для заявляемого способа и устройства в безызбыточной комплектации датчиков получается при сравнении по весу - меньше в 3,5; 3,6; 1,2 раза; по габаритам - меньше в 3; 6,1; 1,9 раза; по энергопотреблению - меньше в 14,7; 11; 13,6 раза, чем у названных АГБ-3К, МГВ-1, МГВ-4 [8, с.119]. Полученный положительный эффект по точности, весу, габаритам, энергопотреблению при высокой надежности работы, а также широким функциональным возможностям системы имеет особое значение для малогабаритных дистанционно пилотируемых аппаратов. Все датчики системы входят в типовой состав приборного оборудования любого современного самолета. С учетом современной микромеханической реализации акселерометров и датчиков угловых скоростей заявляемое устройство конструктивно может быть создано на плате СНС. Это расширяет ее функциональные возможности не только как навигационной системы, но и как системы угловой ориентации аппарата, на котором она применяется. Система определяет все пилотажные и навигационные параметры полета без механических роторно-карданных гироскопических измерителей или дополнительных антенных конструкций [23, с.119] на аппарате. Программная реализация способа и устройства включает простейшие, безынерционные арифметические операции без интегрирования измерительной информации, что значительно проще и надежнее известных алгоритмов работы серийных бесплатформенных систем с кватернионами [21, с.314-316] и может применяться как контрольное соотношение [22, с.105] для обнаружения сбоев в работе основной сложной гироинерциальной системы ориентации самолета. С физической точки зрения заявляемый способ и устройство представляют попытку создания невозмущаемого ускорениями активных сил, действующих на аппарат, математического маятника в широком динамическом диапазоне измерений датчиком абсолютного линейного ускорения на СНС [23, с.73, 119, 131]. Несомненный практический интерес имеет и реализация комплексной системы контроля горизонтальной ориентации повышенной надежности, одновременно включающая аэрометрический и радиотехнический варианты измерения абсолютного линейного ускорения аппарата [24, с.32].The increased accuracy of horizontal orientation control by the claimed method and device depends on the sensitivity thresholds of the meters - the accelerometer and the absolute linear acceleration sensor of the apparatus. Its largest value is 0.21 angles. sec on the threshold of the accelerometer, for example, type A-15 [8, p. 131], or 1 ÷ 7 ang. min by the threshold for determining accelerations using the satellite navigation system SNA [3, p.118; 6, p. 111]. This is much better (15 ÷ 20 arc. Min) than the classic gyroverticals AGB, MGV-1, MGV-4. Monitoring the position of the apparatus can be carried out with higher accuracy than in devices BSPK, BKK, where the threshold for the operation of the failure comparators is 7 ± 2 angles. hail, but for two or three gyro-verticals [20, p. 38]. The implementation of the absolute linear acceleration sensor of the device using the airspeed sensor along the longitudinal axis of the connected coordinate system MVD-1 and the sensors of angle of attack and slip gives the worst control accuracy of 2.8 angles. hail (wind ± 1 m / s, speed 120 m / s) [8, p.112]. This is significantly worse than in the version of the SNA, however, there is the greatest autonomy and reliability of the orientation control for a small apparatus. So, the mean time between failures, determined by the reliability of the TsVM 80, IIB, MVD-1, is 6,200 hours, which for an average flight time of 2 hours ensures the reliability of horizontal orientation control P = 0.9997. When implementing the method and device on the SNA, similar indicators are equal: 666 ÷ 2000 h, P = 0.997 ÷ 0.999 [6, p. 111]. These values are commensurate with the reliability of 3000 hours of classical gyro-verticals AGB-3K, MGV-1, MGV-4. A significant positive effect for the proposed method and device in a redundant configuration of the sensors is obtained by comparison by weight - less than 3.5; 3.6; 1.2 times; in size - less than 3; 6.1; 1.9 times; energy consumption - less than 14.7; eleven; 13.6 times than the aforementioned AGB-3K, MGV-1, MGV-4 [8, p.119]. The resulting positive effect on accuracy, weight, dimensions, energy consumption with high reliability, as well as the wide functionality of the system is of particular importance for small-sized remotely piloted vehicles. All sensors of the system are included in the standard composition of the instrumentation equipment of any modern aircraft. Given the modern micromechanical implementation of accelerometers and angular velocity sensors, the claimed device can be structurally created on the SNS board. This extends its functionality not only as a navigation system, but also as a system of angular orientation of the apparatus on which it is used. The system determines all flight and navigation flight parameters without mechanical rotary-cardan gyroscopic meters or additional antenna structures [23, p.119] on the device. The software implementation of the method and device includes the simplest, inertia-free arithmetic operations without integrating the measurement information, which is much simpler and more reliable than the known algorithms for the operation of serial strapdown systems with quaternions [21, p. 314-316] and can be used as a control relation [22, p. 105 ] to detect malfunctions in the main complex gyro-inertial orientation system of the aircraft. From a physical point of view, the claimed method and device represent an attempt to create a mathematical pendulum unperturbed by the accelerations of the active forces acting on the apparatus in a wide dynamic range of measurements by the absolute linear acceleration sensor on the SNA [23, p. 73, 119, 131]. Of undoubted practical interest is the implementation of an integrated system for controlling the horizontal orientation of increased reliability, which simultaneously includes aerometric and radio engineering options for measuring the absolute linear acceleration of the apparatus [24, p.32].

Таким образом, приведенные сведения показывают, что при осуществлении заявленного изобретения выполняются следующие условия:Thus, the above information shows that when implementing the claimed invention, the following conditions are met:

- средство, воплощающее изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в области комплексного контроля горизонтальной ориентации малогабаритного дистанционно пилотируемого летательного аппарата или основной сложной гироинерциальной пилотажно-навигационной системы по крену и тангажу, а именно в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата;- a tool embodying the invention in its implementation, is intended for use in the field of complex control of horizontal orientation of a small remotely piloted aircraft or the main complex gyro-inertial flight-navigation system for roll and pitch, namely in a device for controlling the horizontal orientation of the device;

- для заявленного изобретения в том виде, как оно охарактерезовано в независимом пункте формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных или других известных до даты подачи заявки средств;- for the claimed invention as described in the independent claim, the possibility of its implementation using the described or other means known prior to the filing date of the application is confirmed;

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить получение указанного технического результата.- a tool embodying the claimed invention in its implementation, is able to provide the specified technical result.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".Therefore, the claimed invention meets the condition of patentability "industrial applicability".

Источники информацииInformation sources

1. Ишлинский А.Ю. Механика относительного движения и силы инерции. М.: Наука, 1981. 191 с.1. Ishlinsky A.Yu. The mechanics of relative motion and inertia. M .: Nauka, 1981. 191 p.

2. Физический энциклопедический словарь.- М.: Советская энциклопедия, 1984, 944 с.2. Physical Encyclopedic Dictionary.- M .: Soviet Encyclopedia, 1984, 944 p.

3. Тызьба A.M., Леви Ю.В., Ермолина М.А. Структура интегрированных систем на базе бесплатформенных инерцивальных систем средней точности. // Интегрированные инерциально-спутниковые системы навигации. СПб.: РФЦНИИ «Электроприбор», 2004.3. Tyzba A.M., Levi Yu.V., Ermolina M.A. The structure of integrated systems based on strapdown inertial systems of medium accuracy. // Integrated inertial-satellite navigation systems. SPb .: RFCII "Elektropribor", 2004.

4. Селезнев В.П.Навигационные устройства. М. Машиностроение, 1974,600 с.4. Seleznev VP. Navigation devices. M. Engineering, 1974,600 p.

5. Боднер В. А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение. 1973, 506 с.5. Bodner V. A. Aircraft control systems. - M.: Mechanical Engineering. 1973, 506 p.

6. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС. / Под ред. В.Н.Харисова, А.И.Перова, В.А.Болдина. М.: ИПРЖР, 1998. 400 с.6. Global satellite radio navigation system GLONASS. / Ed. V.N.Kharisova, A.I. Perov, V.A.Boldin. M .: IPRZhR, 1998.400 s.

7. Флеров А.Г., Тимофеев В.Т. Доплеровские устройства и системы навигации. - М.: Транспорт, 1987, с.191.7. Flerov A.G., Timofeev V.T. Doppler devices and navigation systems. - M .: Transport, 1987, p.191.

8. Авионика России. Энциклопедический справочник. / Под ред. С.Д.Бодрунова. СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей, 1999, 780 с.8. Avionics of Russia. Encyclopedic reference book. / Ed. S.D.Bodrunova. St. Petersburg: National Association of Aircraft Manufacturers, 1999, 780 p.

9. Бородин В.Т., Рыльский Г.И. Пилотажные комплексы и системы управления самолетов и вертолетов. - М.: Машиностроение, 1978. 216 с.9. Borodin V.T., Rylsky G.I. Flight complexes and control systems for aircraft and helicopters. - M.: Mechanical Engineering, 1978. 216 p.

10. Микромеханические гироскопы. // Аэрокосмическое приборостроение. 2006. №1.10. Micromechanical gyroscopes. // Aerospace instrumentation. 2006. No1.

11. Трехосный микромеханический измеритель параметров движения ИПД-ММ. Проспект фирмы «Российский приборостроительный альянс», МАКС, г.Москва.11. Three-axis micromechanical meter of motion parameters IPD-MM. Prospectus of the company “Russian Instrument-Making Alliance”, MAKS, Moscow.

12. Инерциальный измерительный блок ИИБ-1-2. Проспект фирмы «Пермская научно-производственная приборостроительная компания», МАКС, г.Москва.12. Inertial measuring unit IIB-1-2. Prospectus of the company Perm Research and Production Instrument-Making Company, MAKS, Moscow.

13. Система измерения воздушных параметров полета вертолета СИВПП-В. Проспект фирмы «Авиаприбор-Восход» МАКС, г.Москва.13. The system for measuring the air parameters of the flight of the SIVPP-V helicopter. Prospectus of the company "Aviapribor-Voskhod" MAKS, Moscow.

14. Модуль воздушных данных МВД-1 (Микро-СВС). Проспект фирмы «Авиаприбор» МАКС, г.Москва.14. Air data module MVD-1 (Micro-SHS). Prospectus of the company "Aviapribor" MAKS, Moscow.

15. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. Изд-во Казан, гос. техн. ун-та. Казань, 2001. 448 с.15. Soldatkin V.M. Methods and means of measuring the aerodynamic angles of aircraft. Kazan Publishing House tech. un-that. Kazan, 2001.448 s.

16. Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра. / Под ред. Е.А.Федосова. М.: Дрофа, 2004.16. Air defense of Russia and scientific and technological progress: military complexes and systems yesterday, today, tomorrow. / Ed. E.A. Fedosova. M.: Bustard, 2004.

17. Перескоков А.Н. Приборное оборудование вертолетов МИ-8 (Т, МТ, МТВ, АМТ). СПб.: Академия ГА. 2003. 98 с.17. Pereskokov A.N. Instrumentation equipment of MI-8 helicopters (T, MT, MTV, AMT). St. Petersburg: Academy of Civil Aviation. 2003.98 p.

18. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы: Справочное пособие. / С.В.Якубовский, Н.А.Барканов, Л.И.Ниссельсон и др. / Под ред. С.В.Якубовского. М.: Радио и связь,1984 г., с.432.18. Analog and digital integrated circuits: a reference guide. / S.V. Yakubovsky, N.A. Barkanov, L.I. Nisselson et al. / Ed. S.V.Yakubovsky. M .: Radio and communications, 1984, p.

19. Смолов В.Б. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, 1981. с.248.19. Smolov VB Functional information converters. L .: Energoizdat, 1981.p.248.

20. Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая реализация. М.: Машиностроение, 1991. 160 с.20. Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic instruments, automatic on-board aircraft control systems and their technical implementation. M .: Engineering, 1991.160 s.

21. Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Л.А. Навигационные приборы и системы. М.: Машиностроение, 1983. 456 с.21. Pomykaev I.I., Seleznev V.P., Dmitrochenko L.A. Navigation devices and systems. M.: Mechanical Engineering, 1983. 456 p.

22. Матов В.И., Белоусов Ю.А., Федосеев Е.П. Бортовые цифровые вычислительные машины и системы. М.: Машиностроение, 1988. 216 с.22. Matov V.I., Belousov Yu.A., Fedoseev E.P. On-board digital computers and systems. M .: Engineering, 1988.216 s.

23. Бортовые устройства спутниковой радионавигации. / И.В.Кудрявцев, И.Н.Мищенко, А.И.Волынкин и др. Под ред. В.С.Шебшаевича. М. транспорт, 1988. 201 с.23. On-board devices of satellite radio navigation. / I.V. Kudryavtsev, I.N. Mishchenko, A.I. Volynkin and others. Ed. V.S.Shebshaevich. M. Transport, 1988.201 s.

24. 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.24. Aeronautical radio navigation: a Handbook. / A.A. Sosnovsky, I.A. Khaimovich, E.A. Lutin, I. B. Maksimov; Ed. A.A.Sosnovsky. M .: Transport, 1990.264 s.

Claims (6)

1. Способ контроля горизонтальной ориентации аппарата, основанный на измерении величины и направления кажущегося линейного ускорения, отличающийся тем, что одновременно измеряют текущие величину и направление абсолютного и кажущегося линейного ускорения аппарата, определяют величину и направление разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата, а затем - отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения силы тяжести и отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на поперечную ось связанной системы координат к проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на нормальную ось связанной системы координат, после чего определяют контролируемую горизонтальную ориентацию аппарата согласно соотношениям:
Figure 00000066
Figure 00000067

где
Figure 00000068
,
Figure 00000069
- оценки тангажа, крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата, угл. град;
ΔX, ΔY, ΔZ - проекции величины и направления разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную, нормальную и поперечную оси связанной системы координат, м/с2;
g - величина ускорения силы тяжести в точке местоположения аппарата, м/с2, и сравнивают ее с заданными значениями.
1. A method of controlling the horizontal orientation of the apparatus, based on measuring the magnitude and direction of the apparent linear acceleration, characterized in that the current magnitude and direction of the absolute and apparent linear acceleration of the apparatus are simultaneously measured, the magnitude and direction of the difference of the apparent and absolute linear acceleration of the apparatus are determined, and then the ratio of the projection of the difference between the apparent and absolute linear acceleration of the apparatus on the longitudinal axis of the associated coordinate system to the value of the acceleration of gravity and elations projection apparent difference and absolute linear acceleration to a lateral axis coordinate system related to the difference between the projection and the apparent absolute linear acceleration associated to a normal axis of the coordinate system, and then determine the horizontal orientation of the controlled apparatus according to relations:
Figure 00000066
Figure 00000067

Where
Figure 00000068
,
Figure 00000069
- assessment of pitch, roll of controlled horizontal orientation of the apparatus, ang. hail;
Δ X , Δ Y , Δ Z - projection of the magnitude and direction of the difference between the apparent and absolute linear acceleration of the apparatus on the longitudinal, normal and transverse axis of the associated coordinate system, m / s 2 ;
g is the value of the acceleration of gravity at the point of location of the apparatus, m / s 2 , and compare it with the given values.
2. Устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата, содержащее последовательно соединенные акселерометр и блок вычитания, отличающееся тем, что устройство дополнительно содержит датчик абсолютного линейного ускорения аппарата, выход которого соединен со вторым вычитающим входом блока вычитания, а также последовательно соединенные задатчик величины ускорения силы тяжести, блок определения составляющих ориентации, второй вход которого соединен с выходом блока вычитания, и блок компараторов, вторым входом соединенный с задатчиком горизонтальной ориентации аппарата.2. A device for controlling the horizontal orientation of the apparatus, comprising a series-connected accelerometer and a subtraction unit, characterized in that the device further comprises an absolute linear acceleration sensor of the apparatus, the output of which is connected to the second subtracting input of the subtraction unit, as well as a gravity acceleration value sequentially connected, a unit for determining orientation components, the second input of which is connected to the output of the subtraction unit, and a comparator unit, the second input is connected to the rear horizontal orientation tchikom apparatus. 3. Устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.2, отличающееся тем, что датчик абсолютного линейного ускорения аппарата содержит датчики продольной, нормальной и поперечной линейной скорости аппарата, датчики угловой скорости тангажа, крена, рыскания аппарата, три дифференциатора, три сумматора, шесть умножителей так, что первые входы первого дифференциатора, первого и второго умножителей соединены с датчиком продольной линейной скорости аппарата, первые входы второго дифференциатора, третьего и четвертого умножителей соединены с датчиком нормальной линейной скорости аппарата, первые входы третьего дифференциатора, пятого и шестого умножителей соединены с датчиком поперечной линейной скорости аппарата, вторые входы первого и третьего умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости тангажа, вторые входы второго и шестого умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости рыскания, вторые входы четвертого и пятого умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости крена, первый суммирующий вход первого сумматора соединен с выходом первого дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом третьего умножителя, третий суммирующий вход - с выходом шестого умножителя, а выход - с выходом продольной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата, первый суммирующий вход второго сумматора соединен с выходом второго дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом пятого умножителя, третий суммирующий вход - с выходом первого умножителя, а выход - с выходом нормальной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата, первый суммирующий вход третьего сумматора соединен с выходом третьего дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом второго умножителя, третий суммирующий вход - с выходом четвертого умножителя, а выход - с выходом поперечной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата.3. The device for monitoring the horizontal orientation of the apparatus according to claim 2, characterized in that the absolute linear acceleration sensor of the apparatus contains sensors of longitudinal, normal and transverse linear velocity of the apparatus, sensors of angular pitch, roll, yaw of the apparatus, three differentiators, three adders, six multipliers so that the first inputs of the first differentiator, the first and second multipliers are connected to the longitudinal longitudinal velocity sensor of the apparatus, the first inputs of the second differentiator, the third and fourth multiply lei are connected to the device’s normal linear velocity sensor, the first inputs of the third differentiator, fifth and sixth multipliers are connected to the transverse linear velocity sensor of the device, the second inputs of the first and third multipliers are connected to the output of the pitch angular velocity sensor, the second inputs of the second and sixth multipliers are connected to the sensor output the yaw rate, the second inputs of the fourth and fifth multipliers are connected to the output of the roll angular velocity sensor, the first summing input of the first adder is connected to the output of the first differentiator, the second subtractive input with the output of the third multiplier, the third summing input with the output of the sixth multiplier, and the output with the output of the longitudinal component of the absolute linear acceleration of the apparatus, the first summing input of the second adder is connected to the output of the second differentiator, the second subtracting input is with the output of the fifth multiplier, the third summing input with the output of the first multiplier, and the output with the output of the normal component of the absolute linear acceleration of the apparatus, the first summing input rubs its adder output coupled to a third differentiator, a second subtracting input - with the output of the second multiplier, a third summing input - with the output of the fourth multiplier, and an output - with a transverse component of the absolute yield of linear acceleration apparatus. 4. Устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.3, отличающееся тем, что датчик продольной линейной скорости аппарата выполнен в виде датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а устройство дополнительно содержит последовательно соединенные датчик угла атаки, первый функциональный преобразователь, седьмой умножитель, второй вход которого, через второй функциональный преобразователь, соединен с выходом датчика угла скольжения, восьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход образует поперечную линейную скорость аппарата, последовательно соединенные датчик угла атаки, третий функциональный преобразователь инвертор, девятый умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход образует нормальную линейную скорость аппарата.4. The device for monitoring the horizontal orientation of the apparatus according to claim 3, characterized in that the longitudinal longitudinal velocity sensor of the apparatus is made in the form of an air velocity sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the device further comprises a series of connected angle of attack sensors, a first functional converter, seventh a multiplier, the second input of which, through the second functional converter, is connected to the output of the slip angle sensor, an eighth multiplier, the second input of which is connected to the output the airspeed sensor along the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the output forms the transverse linear velocity of the apparatus, the angle of attack sensor connected in series, the third functional converter is the inverter, the ninth multiplier, the second input of which is connected to the output of the airspeed sensor along the longitudinal axis of the connected coordinate system, and the output forms the normal linear speed of the apparatus. 5. Устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.2, отличающееся тем, что блок определения составляющих ориентации содержит первую, вторую схемы деления, четвертый, пятый функциональный преобразователи так, что первый вход блока определения составляющих ориентации соединен с первым входом делителя первой схемы деления, второй вход делимого которой соединен с входом разности продольных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока определения составляющих ориентации, выход первой схемы деления, через четвертый функциональный преобразователь, соединен с выходом оценки тангажа контролируемой горизонтальной ориентации аппарата, первый вход делителя второй схемы деления соединен с входом разности нормальных кажущегося и абсолютного линейных ускорений, второй вход делимого - с входом разности поперечных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока определения составляющих ориентации, выход второй схемы деления, через пятый функциональный преобразователь, соединен с выходом оценки крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата.5. The device for controlling the horizontal orientation of the apparatus according to claim 2, characterized in that the unit for determining the components of the orientation contains the first, second division diagrams, fourth, fifth functional converters so that the first input of the unit for determining the components of orientation is connected to the first input of the divider of the first division scheme , the second input of the dividend which is connected to the input of the difference of the longitudinal apparent and absolute linear accelerations at the second input of the unit for determining the orientation components, the output of the first division circuit, without a fourth functional converter, connected to the output of the pitch estimation of the controlled horizontal orientation of the apparatus, the first input of the divider of the second division circuit is connected to the input of the difference of the normal apparent and absolute linear accelerations, the second input of the dividend to the input of the difference of the transverse apparent and absolute linear accelerations at the second input of the determination unit orientation components, the output of the second division circuit, through the fifth functional converter, is connected to the output of the roll assessment of the controlled horiz ntalnoy device orientation. 6. Устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.2, отличающееся тем, что блок компараторов содержит первый, второй компараторы и схему ИЛИ, первый вход которой соединен с выходом первого компаратора, один вход которого соединен с первым входом блока компараторов оценки тангажа, а другой вход со вторым входом блока компараторов заданной горизонтальной ориентации по тангажу, второй вход схемы ИЛИ соединен с выходом второго компаратора, один вход которого соединен с первым входом блока компараторов оценки крена, другой вход со вторым входом блока компараторов заданной горизонтальной ориентации по крену, выход схемы ИЛИ является выходом устройства контроля горизонтальной ориентации. 6. The device for controlling the horizontal orientation of the apparatus according to claim 2, characterized in that the comparator unit contains a first, second comparators and an OR circuit, the first input of which is connected to the output of the first comparator, one input of which is connected to the first input of the pitch assessment comparators, and another input with a second input of the comparator unit of a given horizontal orientation in pitch, the second input of the OR circuit is connected to the output of the second comparator, one input of which is connected to the first input of the roll assessment comparator unit, the other input d with the second input of the comparator a predetermined horizontal orientation roll, OR circuit output is the output of the horizontal orientation of the control device.
RU2007125193/28A 2007-07-03 2007-07-03 Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft RU2373562C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007125193/28A RU2373562C2 (en) 2007-07-03 2007-07-03 Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007125193/28A RU2373562C2 (en) 2007-07-03 2007-07-03 Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007125193A RU2007125193A (en) 2009-01-10
RU2373562C2 true RU2373562C2 (en) 2009-11-20

Family

ID=40373921

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007125193/28A RU2373562C2 (en) 2007-07-03 2007-07-03 Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2373562C2 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2497728C2 (en) * 2011-12-30 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of spacecraft orientation in track system of coordinates with ground object observation hardware drive and device to this end
RU2502050C1 (en) * 2012-07-02 2013-12-20 Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" Method and device of control of inertial navigation system
RU2589495C1 (en) * 2015-05-08 2016-07-10 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Method of determining spatial orientation angles of aircraft and device therefor
RU2658538C2 (en) * 2016-05-04 2018-06-21 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) Method of control of the pilotage-navigation complex and device for its implementation
RU2790548C1 (en) * 2022-01-27 2023-02-22 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Method for correction of the gyro vertical by the angle of attack

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009002435A1 (en) 2009-04-16 2010-10-21 Airbus Deutschland Gmbh A high lift system for an aircraft and method for detecting faults in a high lift system for an aircraft

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
СЕЛЕЗНЕВ В.П. Навигационные устройства. - М.: Машиностроение, 1974, с.152-158, 205, 210, 366. *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2497728C2 (en) * 2011-12-30 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of spacecraft orientation in track system of coordinates with ground object observation hardware drive and device to this end
RU2502050C1 (en) * 2012-07-02 2013-12-20 Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" Method and device of control of inertial navigation system
RU2589495C1 (en) * 2015-05-08 2016-07-10 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Method of determining spatial orientation angles of aircraft and device therefor
RU2658538C2 (en) * 2016-05-04 2018-06-21 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (ГУАП) Method of control of the pilotage-navigation complex and device for its implementation
RU2790548C1 (en) * 2022-01-27 2023-02-22 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Method for correction of the gyro vertical by the angle of attack
RU2801623C2 (en) * 2022-01-27 2023-08-11 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Autonomous gyro-vertical correction method

Also Published As

Publication number Publication date
RU2007125193A (en) 2009-01-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Hong Fuzzy logic based closed-loop strapdown attitude system for unmanned aerial vehicle (UAV)
CN108759845A (en) A kind of optimization method based on inexpensive multi-sensor combined navigation
CN103925930B (en) A kind of compensation method of gravimeter biax gyrostabilized platform course error effect
RU2373562C2 (en) Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft
Sushchenko et al. Dynamic analysis of nonorthogonal redundant inertial measuring units based on MEMS-sensors
RU2749152C1 (en) Adaptive attitude angle corrector for strapdown inertial navigation system
CN113340298A (en) Inertial navigation and dual-antenna GNSS external reference calibration method
RU2564379C1 (en) Platformless inertial attitude-and-heading reference
Zorina et al. Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications
RU2382988C1 (en) Strapdown inertial reference system on "coarse" detecting elements
CN111141285B (en) Aviation gravity measuring device
Pérez-D'Arpino et al. Development of a low cost inertial measurement unit for uav applications with kalman filter based attitude determination
RU2661446C1 (en) Method of determining navigation parameters of object and strapdown inertial navigation system for implementation of method
RU2487318C1 (en) Platform-free inertial attitude and heading reference system based on sensitive elements of medium accuracy
JP4946562B2 (en) Attitude detection apparatus and method
Xue et al. MEMS-based multi-sensor integrated attitude estimation technology for MAV applications
Yuan et al. Dynamic initial alignment of the MEMS-based low-cost SINS for AUV based on unscented Kalman filter
Krasnov et al. Gyro stabilization system of a gravimeter
Sushchenko Modeling dynamically tuned gyroscopes
RU2348011C1 (en) Navigation system
RU2348009C1 (en) Gravimetric method to define deviation of plumb-line in ocean on mobile object
CN111649738B (en) Method for calculating initial attitude of accelerometer under microgravity field
RU2634071C1 (en) Method for determining navigational parameters and strapdown inertial navigation system for its implementation
CN111307179A (en) Accelerometer interference acceleration self-compensation method of high-dynamic unmanned aerial vehicle
Lima et al. Performance evaluation of attitude estimation algorithms in the design of an ahrs for fixed wing uavs