RU2663251C1 - Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата - Google Patents
Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2663251C1 RU2663251C1 RU2017118618A RU2017118618A RU2663251C1 RU 2663251 C1 RU2663251 C1 RU 2663251C1 RU 2017118618 A RU2017118618 A RU 2017118618A RU 2017118618 A RU2017118618 A RU 2017118618A RU 2663251 C1 RU2663251 C1 RU 2663251C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- roll
- aircraft
- current
- trajectory
- standard deviation
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 19
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 16
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 13
- 239000000872 buffer Substances 0.000 claims description 6
- 238000003491 array Methods 0.000 claims description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000007670 refining Methods 0.000 abstract 2
- 208000010587 benign idiopathic neonatal seizures Diseases 0.000 abstract 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата заключается в уточнении углов пространственного положения ЛА после отделения его от носителя с целью исключения отклонения управляемого автономного ЛА от заданной траектории. Способ включает в себя начальную выставку БИНС, счисление углов пространственной ориентации, скоростей, координат ЛА и формирование текущей траектории полета, осуществляет уточнение текущего значения угла крена, для чего выполняется проверка выхода угловой скорости относительно продольной оси (ω) за ограничение пределов измерений датчика ДУС, автономное уточнение угла крена после устранения вращения ЛА, нахождения «площадки» для определения крена и вычисления крена методом скользящего среднего, при выполнении конкретных приведенных условий. Техническим результатом является уточнение траектории автономно управляемого ЛА путем определения его угла крена после отделения от носителя, используя сигналы своих же бортовых инерциальных датчиков. Способ позволяет повысить точность формирования текущей траектории ЛА без усложнения конструкции и увеличения трудозатрат. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиации, а именно к области способов помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата. Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА).
Способ помощи в навигации заключается в уточнении углов пространственного положения ЛА после отделения его от носителя с целью исключения отклонения управляемого автономного ЛА от заданной траектории. По причине воздействия вихревых потоков, создаваемых носителем, неравномерного срабатывания замков подвеса и из-за воздействия набегающего потока на несимметричную аэродинамику отделяемый ЛА может получить большие крутящие моменты. Как показывает практика, угловая скорость вращения может превысить максимальный порог измерения датчиков угловых скоростей (ДУС). В результате чего, после остановки вращения стабилизированный угол крена может отличаться от нуля на десятки градусов, что приводит к сильному отклонению ЛА от заданной траектории. Актуальной задачей является повышение точности управления за счет автономного уточнения угла крена после устранения вращения ЛА. Во многих ЛА используются инерциальные системы управления, а спутниковые корректоры отсутствуют. Даже при наличии спутниковых приемников относительно большое время захвата сигналов от спутников или помехи не позволяют их использовать на начальном этапе полета. Случай, приведенный выше, имеет вероятностный характер и используется единожды после отделения носимого ЛА от носителя. По этой причине установка на ЛА нескольких ДУС с разными диапазонами измерений сопряжена с необходимостью значительных финансовых затрат и в ряде случаев нецелесообразна.
Существует способ помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата, патент №RU 2523183, МКП G08G 5/02, G05D 1/06, приоритет от 28.04.2009 г. FR 09/02066, опубликован 20.07.2014 г, бюл. №20.
Способ помощи в навигации заключается в определении будущей траектории захода на посадку с помощью произведения оценки прогнозируемых безопасных радиусов на будущей траектории, основанной на вычислении предельного момента, начиная с которого прогнозируемый безопасный радиус превышает или равен пределу выдачи тревожного сигнала и вычисления предельного момента ухода, который соответствует максимальному моменту, в который летательный аппарат должен покинуть заранее определенную траекторию, по которой он двигался, чтобы иметь возможность выйти на безопасную высоту.
В приведенном выше способе отсутствует режим автономной коррекции углов ориентации бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) при потере сигнала от спутниковых систем коррекции, что может привести к отклонению ЛА от заданной траектории, за счет снижения точности.
Целью данного изобретения является повышение точности формирования текущей траектории ЛА путем автономной коррекции угла крена.
Поставленная цель достигается за счет того, что согласно заявляемому способу помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата, осуществляют начальную выставку БИНС, счисление углов пространственной ориентации, скоростей, координат ЛА и формирование текущей траектории полета, дополнительно осуществляют уточнение текущего значения угла крена, для чего выполняют проверку выхода ωx за ограничение пределов измерений датчика ДУС, если модуль ωx превысил ограничение, устанавливают признак , вычисляют мгновенное значение статической оценки крена , где: nz - показания акселерометра по оси z, ϑ - текущее значение тангажа, вычисляют скользящее среднее статической оценки крена и скользящее СКО крена σ(γ), выполняют сдвиг буфера для скользящего СКО крена σ(γ) и буфера для скользящего среднего статической оценки крена , на массивах этих буферов вычисляют скользящее СКО крена σ(γ) и скользящее среднее статической оценки крена , если скользящее СКО крена σ(γ) меньше порога «П», и текущее время от момента команды на отделение больше tl, тогда устанавливают признак обнаружения «площадки» крена γi=1; запоминают номер отсчета обнаружения «площадки» крена ; запоминают корректирующее значение крена равное скользящему среднему статической оценки крена на момент обнаружения «площадки», если скользящее СКО крена σ(γ) меньше порога «П», и номер текущего отсчета равен , и признак выхода на ограничение установлен в единицу , тогда в алгоритме ориентации СПО изделия выполняют замену текущей оценки крена ЛА γ на корректирующее значение .
Суть способа помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата излагается ниже.
Коррекцию выполняют при стабилизации изделия в положении близкому к невозмущенному полету, после отделения от носителя.
Момент коррекции определяют по СКО оценки крена на скользящем интервале наблюдения с заданной длительностью.
По истечении tl после отделения, и при условии того, что СКО оценки крена на скользящем интервале меньше «П», корректирующее значение определяют соотношением:
Черта сверху означает усреднение на скользящем интервале.
Учитывают интервал времени, на котором происходит интенсивное вращение изделия после его отделения от носителя. Для этого задают время tl, отсчитываемое от момента команды на отделение изделия, в течение которого происходит основное вращение изделия:
- в течение tl определяют наличие выхода ωx на ограничение;
- по истечении tl находят «площадку» крена, на которой он достаточно стабилен для использования статической оценки крена ;
- поскольку поиск «площадки» необходимо выполнять в процессе счисления ориентации, то данный алгоритм коррекции должен быть включен в «Быстрый цикл» решения навигационного алгоритма БИНС по Δt.
Момент обнаружения «площадки» крена фиксируют по величине скользящего СКО крена - σ(γ), которое вычисляют на скользящем интервале длиной в 1 секунду. Момент обнаружения «площадки» заранее не определен, и может варьироваться в зависимости от продолжительности и интенсивности вращения, но этот момент всегда больше tl.
Конкретное значение момента времени обнаружения «площадки» фиксируют в виде номера отсчета измерений от команды на отделение до убывания скользящего СКО крена σ(γ) ниже заданного порога «П».
Обнаружение «площадки» свидетельствует о достаточно стабильном положении изделия по крену, при этом само значение крена может быть различным, в зависимости от того, насколько удачно оно стабилизировалось в данном полете.
Параллельно с вычислением скользящего СКО крена σ(γ) вычисляют скользящее среднее статической оценки крена . Для этого мгновенные значения статической оценки крена усредняют на текущем положении скользящего интервала.
Для коррекции используют скользящее среднее статической оценки крена на отсчете момента обнаружения «площадки», которое обозначают как .
Заметим, что успех использования формулы обеспечивается только совместно с правильным обнаружением «площадки» и при усреднении мгновенных статических оценок на заданном интервале.
По мере решения шагов Δt, как только скользящее СКО крена σ(γ) становится меньше порога «П» фиксируют корректирующее значение крена , которое присваивают текущей оценке крена γ в алгоритме ориентации БИНС при условии, что за время tl был зафиксирован выход ωx на ограничение.
Таким образом, коррекцию выполняют на «площадке» установившегося углового положения по крену. Само угловое положение по крену при этом может быть произвольным. Важно, что определяют момент времени обнаружения «площадки» по скользящему СКО крена - σ(γ), где γ - оценка крена, вычисляемая в СПО изделия. «Площадка» характеризуется тремя величинами:
- величиной скользящего СКО крена - σ(γ) < «П»;
Коррекция крена заключается в присваивании оценке крена в алгоритме ориентации значения при условии, что в течение tl имел место выход угловой скорости ωx на ограничение.
Если же «площадка» крена не обнаруживается, то это означает, что изделие постоянно вращается и коррекция крена по ДЛУ невозможна.
Данный способ коррекции включают в общий цикл шагов «Быстрого цикла» БИНС по Δt.
Результаты моделирования коррекции угла крена при выходе ωx на «площадку» представлены на фиг. 1, где: ряд 1 - угловая скорость ωx; ряд 2 - оценка крена по СПО изделия; ряд 3 - оценка крена, вычисленная по данным мультиплексного канала информационного обмена (МКИО) с учетом коррекции; ряд 4 - СКО оценки крена по СПО изделия на скользящем интервале.
По истечении 5 секунд СКО оценки крена убывает и в момент времени 9,6 секунды становится меньше 0,5 градуса. Корректирующее значение, вычисленное по (1) равно - 8,88 градуса. Без коррекции оценка крена в этот момент равна 2,60 градуса. Коррекция компенсирует ограничение отрицательной полуволны угловой скорости ωx.
Заявляемый способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата может быть использован как на высокоманевренных, так и на маломаневренных ЛА.
Техническим результатом является уточнение траектории автономно управляемого ЛА путем определения его угла крена после отделения от носителя, используя сигналы своих же бортовых инерциальных датчиков.
Claims (1)
- Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата (ЛА), включающий начальную выставку БИНС, счисление углов пространственной ориентации, скоростей, координат ЛА и формирование текущей траектории полета, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют уточнение текущего значения угла крена, для чего выполняют проверку выхода угловой скорости относительно продольной оси (ωх) за ограничение пределов измерений датчика ДУС, если модуль ωх превысил ограничение, устанавливают признак вычисляют мгновенное значение статической оценки крена где: nz - показания акселерометра по оси z, ϑ - текущее значение тангажа, вычисляют скользящее среднее статической оценки крена и скользящее СКО крена σ(γ), выполняют сдвиг буфера для скользящего СКО крена σ(γ) и буфера для скользящего среднего статической оценки крена на массивах этих буферов вычисляют скользящее СКО крена σ(γ) и скользящее среднее статической оценки крена если скользящее СКО крена σ(γ) меньше порога «П», и текущее время от момента команды на отделение больше t1, тогда устанавливают признак обнаружения «площадки» крена γi=1; запоминают номер отсчета обнаружения «площадки» крена запоминают корректирующее значение крена , равное скользящему среднему статической оценки крена на момент обнаружения «площадки», если скользящее СКО крена σ(γ) меньше порога «П», и номер текущего отсчета равен и признак выхода на ограничение установлен в единицу тогда в алгоритме ориентации СПО изделия выполняют замену текущей оценки крена ЛА γ на корректирующее значение
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017118618A RU2663251C1 (ru) | 2017-05-30 | 2017-05-30 | Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017118618A RU2663251C1 (ru) | 2017-05-30 | 2017-05-30 | Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2663251C1 true RU2663251C1 (ru) | 2018-08-03 |
Family
ID=63142777
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017118618A RU2663251C1 (ru) | 2017-05-30 | 2017-05-30 | Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2663251C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2323464C2 (ru) * | 2002-12-10 | 2008-04-27 | Эадс Спас Транспортасьон Са | Способ и устройство управления ориентируемой ракетой посредством привода, следящего за ориентацией траектории |
RU2523183C2 (ru) * | 2009-04-28 | 2014-07-20 | Таль | Способ помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата |
RU161470U1 (ru) * | 2015-09-29 | 2016-04-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Ижмаш" - Беспилотные системы" | Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом |
-
2017
- 2017-05-30 RU RU2017118618A patent/RU2663251C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2323464C2 (ru) * | 2002-12-10 | 2008-04-27 | Эадс Спас Транспортасьон Са | Способ и устройство управления ориентируемой ракетой посредством привода, следящего за ориентацией траектории |
RU2523183C2 (ru) * | 2009-04-28 | 2014-07-20 | Таль | Способ помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата |
RU161470U1 (ru) * | 2015-09-29 | 2016-04-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Ижмаш" - Беспилотные системы" | Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110631593B (zh) | 一种用于自动驾驶场景的多传感器融合定位方法 | |
JP2996956B1 (ja) | 追尾装置によるロケット軌道推定法、ロケット未来位置予測法、ロケット識別法、ロケット状況検知法 | |
EP2589538B1 (en) | Display device, piloting assistance system, and display method | |
KR20150043392A (ko) | 바람 벡터 추산 | |
EP1899778B1 (en) | Method and system for automatically guiding an unmanned vehicle | |
US9377783B2 (en) | Method for securing a ground speed used an algorithm for guiding landing of an aircraft, associated computer program and device | |
CN104900092B (zh) | 用于确定飞行器的回避导引律的方法、电子系统和飞行器 | |
CN106153069B (zh) | 自主导航系统中的姿态修正装置和方法 | |
CN103363991A (zh) | 一种适应月面崎岖地形的imu与测距敏感器融合方法 | |
CN106586026B (zh) | 一种飞机相对跑道侧向偏差速率的测量方法 | |
CN109696177A (zh) | 补偿陀螺感测值的装置、具有该装置的系统及其方法 | |
EP3502743A1 (en) | Compensation of optical air data system using inertial aiding | |
US8502126B2 (en) | System and method for navigating an object | |
RU2658115C2 (ru) | Способ одновременного измерения вектора скорости летательного аппарата и дальности до наземного объекта | |
KR940004647B1 (ko) | 경량 미사일 유도 시스템 | |
US20130085643A1 (en) | Sensor positioning | |
EP2905579B1 (en) | Passive altimeter | |
RU2663251C1 (ru) | Способ помощи в навигации для уточнения траектории летательного аппарата | |
RU2713997C2 (ru) | Корректор угла крена для уточнения траектории летательного аппарата | |
EP3605498A1 (en) | Output device, control method, program, and storage medium | |
US8606440B2 (en) | Method for determining correction under steering of a point on a towed object towards a goal position | |
JP5425548B2 (ja) | 駐車場進入/脱出検出装置 | |
RU2553776C1 (ru) | Способ определения углового положения управляемого аппарата, подвешенного к самолету-носителю | |
RU2594631C1 (ru) | Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
Chen et al. | Assessment of zero-velocity detectors for pedestrian navigation system using mimu |