RU2745083C1 - Methods of generating data on the orientation of the object and the navigation system of the aircraft for their implementation - Google Patents
Methods of generating data on the orientation of the object and the navigation system of the aircraft for their implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2745083C1 RU2745083C1 RU2020116286A RU2020116286A RU2745083C1 RU 2745083 C1 RU2745083 C1 RU 2745083C1 RU 2020116286 A RU2020116286 A RU 2020116286A RU 2020116286 A RU2020116286 A RU 2020116286A RU 2745083 C1 RU2745083 C1 RU 2745083C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- readings
- orientation
- angle
- aircraft
- angles
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области систем ориентации летательных аппаратов (ЛА), преимущественно беспилотных самолетного типа и ЛА малой авиации.The invention relates to the field of aircraft orientation systems (AC), mainly unmanned aircraft type and small aircraft.
Для малогабаритных объектов с невысокой стоимостью требуется компактный дешевый навигационный комплекс работоспособный в ночное время и в условиях плохой видимости, в том числе, в процессе проведения маневрирования. При этом вмешательство человека в этот процесс должно быть минимальным, либо исключено совсем. Такой навигационный комплекс должен быть независимым от возможности получения в процессе полета внешних сигналов искусственного происхождения, чтобы перерыв в получении таких сигналов не ставил под угрозу саму возможность продолжения полета.For small-sized objects with a low cost, a compact, cheap navigation complex is required that is operational at night and in poor visibility conditions, including during maneuvering. At the same time, human intervention in this process should be minimal, or completely excluded. Such a navigation system should be independent of the possibility of receiving external signals of artificial origin during the flight, so that an interruption in receiving such signals does not jeopardize the very possibility of continuing the flight.
Известен авиагоризонт дистанционный АГД-1 [1, стр. 108-110, рис. 4.7] - Антонец Е.В., Смирнов В.И., Федосеева Г.А. «Авиационные приборы и навигационно-пилотажные комплексы». Учебное пособие, ч. 1, г. Ульяновск, УВАУ ГА, 2007 г. Он представляет собой гиростабилизированную платформу, предназначенную для определения углов крена и тангажа (термины в соответствии с ГОСТ 20058-80 - [2]) летательного аппарата. В качестве чувствительных элементов применены прецизионные дорогостоящие гироскопы. Несмотря на относительно небольшие величины уходов (порядка 1-2 °/мин, [1, стр. 105]), погрешность измерения углов со временем неограниченно накапливается. Корректировка может быть проведена только на участках прямолинейного полета на постоянной высоте с постоянной скоростью и требует вмешательства экипажа как для поддержания стабильных параметров полета, так и для проведения коррекции. Автономность работы не обеспечивается.Known artificial horizon remote AGD-1 [1, pp. 108-110, Fig. 4.7] - Antonets E.V., Smirnov V.I., Fedoseeva G.A. "Aviation devices and navigation and flight complexes". Study guide,
Известно применение для определения углов ориентации бесплатформенных навигационных систем [3, стр. 20-21, рис. 2.1] - Антонец Е.В., Кочергин В.И., Федосеева Г.А. «Приборное оборудование воздушных судов и его летная эксплуатация». Учебное пособие, г. Ульяновск, УВАУ ГА, 2014 г. Такие системы, по сравнению с платформенными, имеют меньшую массу и энергопотребление, а также более низкую стоимость. Но, как и в платформенных гиросистемах, в них не решается главная проблема - неограниченное увеличение (по модулю) ошибки из-за интегрирования ненулей датчиков. Поэтому, несмотря на применение высокоточных датчиков угловых скоростей и линейных ускорений, для проведения корректировки требуются специальные условия полета и вмешательство экипажа. То есть автономность работы также не обеспечивается.Known application for determining the orientation angles of strapdown navigation systems [3, pp. 20-21, Fig. 2.1] - Antonets E.V., Kochergin V.I., Fedoseeva G.A. "Instrument equipment of aircraft and its flight operation". Study guide, Ulyanovsk, UVAU GA, 2014 Such systems, in comparison with platform ones, have less weight and power consumption, as well as lower cost. But, as in platform gyrosystems, they do not solve the main problem - an unlimited increase (modulo) of the error due to the integration of nonzero sensors. Therefore, despite the use of high-precision angular velocity and linear acceleration sensors, special flight conditions and crew intervention are required to carry out the correction. That is, the autonomy of work is also not ensured.
Там же [3, стр. 24] указано, что инерциальная система может комплексироваться с трехосным магнитометром. При этом угол курса определяется с учетом уже известных значений углов тангажа и крена [3, стр. 26, формула (2.6)]. Однако сами углы тангажа и крена могут быть без нарастающей погрешности определены в этой системе только по показаниям акселерометров в условиях прямолинейного полета с постоянной скоростью. При отсутствии этих условий счисление углов ориентации на основании интегрирования их угловых скоростей, получаемых на основании показаний гиродатчиков угловой скорости (ДУС) [3, стр. 23, формула (2.2)], имеет из-за ненулей ДУС нарастающую ошибку (до 360° по модулю даже с учетом периодичности представления угла). В формуле пересчета показаний ДУС в угловые скорости углов ориентации используются углы тангажа и крена, рассчитанные путем интегрирования получаемых угловых скоростей. Автономность работы описанной инерциально-магнитометрической системы не обеспечивается. Время сохранения ею работоспособности при совершении маневров мало (не более 10-15 мин).In the same place [3, p. 24] it is indicated that the inertial system can be integrated with a triaxial magnetometer. In this case, the heading angle is determined taking into account the already known values of the pitch and roll angles [3, p. 26, formula (2.6)]. However, the pitch and roll angles themselves can be determined without an increasing error in this system only from the readings of the accelerometers under conditions of a straight flight at a constant speed. In the absence of these conditions, the reckoning of the orientation angles based on the integration of their angular velocities, obtained on the basis of the readings of the angular velocity gyrosensors (AGS) [3, p. 23, formula (2.2)], has an increasing error (up to 360 ° in module even taking into account the periodicity of the angle presentation). In the formula for recalculating the DUS readings into the angular velocities of the orientation angles, the pitch and roll angles calculated by integrating the obtained angular velocities are used. The autonomy of the described inertial-magnetometric system is not ensured. The time it takes to keep it working when making maneuvers is short (no more than 10-15 minutes).
Известен также способ, суть которого описана в патенте РФ №2555496 МПК G01C 21/08, G01R 33/02, 2014 г., «Устройство для определения углов пространственной ориентации подвижного объекта» - [4]. В этом бесплатформенном навигационном комплексе помимо трехосного акселерометра и трехосного гиродатчика угловых скоростей применено два трехосных магнитометра с попарно антипараллельными осями чувствительности. Применение двух трехосных магнитометров позволяет снизить ошибки. Однако, достаточно точное определение положения в горизонтальной плоскости, производимое по данным акселерометров, также возможно только при прямолинейном полете при отсутствии ускорений. Используя показания акселерометров, невозможно определить является ли полет горизонтальным с постоянной скоростью, и показания указывают на наличие углов тангажа и/или крена, либо на летательный аппарат действуют ускорения. Автономность работы не обеспечивается. При появлении ускорений счисление углов крена и тангажа производится по данным ДУС. Из-за ненулей в измерениях ДУС ошибки определения углов ориентации начинают постепенно возрастать, увеличивая и ошибки определения магнитного курса [5].There is also known a method, the essence of which is described in RF patent No. 2555496 IPC G01C 21/08, G01R 33/02, 2014, "A device for determining the angles of the spatial orientation of a moving object" - [4]. In addition to a triaxial accelerometer and a triaxial gyro sensor of angular velocities, this strapdown navigation system uses two triaxial magnetometers with antiparallel axes of sensitivity in pairs. The use of two triaxial magnetometers can reduce errors. However, a fairly accurate determination of the position in the horizontal plane, made according to the data of accelerometers, is also possible only in a straight flight in the absence of accelerations. Using accelerometers, it is not possible to determine if the flight is level at a constant speed and the readings indicate the presence of pitch and / or roll angles, or if the aircraft is being accelerated. Autonomy of work is not ensured. When accelerations appear, the roll and pitch angles are calculated according to the DUS data. Due to nonzero values in the TLS measurements, the errors in determining the orientation angles begin to gradually increase, and the errors in determining the magnetic heading also increase [5].
Прототипом заявляемого способа формирования данных об ориентации летательного аппарата (его вариантов) является способ, описанный в [6] -Патент РФ №2258907, МПК G01C 19/44, 2002 г. «Способ и устройство построения невозмущаемой безгироскопной вертикали». Этот способ включает в себя измерения текущих углов отклонения осей связанной системы координат (ССК) от плоскости местного горизонта (вертикали) -тангажа и крена с помощью физического маятника, выполненного в виде двухосного подвеса, возмущенного линейными ускорениями объекта. Причем формирование оценок вышеупомянутых возмущающих линейных ускорений (их северной и восточной составляющих соответственно) осуществляют по данным спутникового навигационного приемника путем численного дифференцирования соответствующих скоростей или способом наименьших квадратов. Пересчитывают эти составляющие в проекции на продольную и вертикальную оси связанной системы координат с использованием курса от системы курсоуказания объекта и вводят непрерывно или дискретно коррекцию в возмущенные этими ускорениями измерения физического маятника, чем достигают построения невозмущенной вертикали (углов тангажа и крена). При этом используют для тангажа и крена расчетные зависимости (обозначения в формулах в соответствии с [6]):The prototype of the proposed method for generating data on the orientation of an aircraft (its variants) is the method described in [6] -Russian Federation Patent No. 2258907, IPC G01C 19/44, 2002 "Method and device for constructing an undisturbed gyroscope-free vertical". This method includes measuring the current angles of deviation of the axes of the associated coordinate system (CCS) from the plane of the local horizon (vertical) - pitch and roll using a physical pendulum made in the form of a biaxial suspension disturbed by linear accelerations of the object. Moreover, the formation of estimates of the aforementioned disturbing linear accelerations (their northern and eastern components, respectively) is carried out according to the data of the satellite navigation receiver by numerical differentiation of the corresponding speeds or by the least squares method. These components are recalculated in the projection onto the longitudinal and vertical axes of the associated coordinate system using the course from the object's heading system and continuously or discretely corrected into the measurements of the physical pendulum perturbed by these accelerations, which achieves the construction of an undisturbed vertical (pitch and roll angles). In this case, calculated dependences are used for pitch and roll (designations in the formulas in accordance with [6]):
для тангажа 
для крена 
В качестве курсоуказателя (п. 3 формулы изобретения [6]) предлагается использовать трехосный магнитометр (феррозонд). Метод расчета угла курса по показаниям магнитометра в прототипе способа не описан.As a heading indicator (
Физический маятник с подвесом и средства измерения текущих углов его отклонения (качания) образуют маятниковую систему прототипа.A physical pendulum with a suspension and means for measuring the current angles of its deflection (swing) form the prototype pendulum system.
Недостатком выше перечисленных способов является невозможность обеспечения автономной работы (независимой от возможности получения в процессе полета внешних по отношению к объекту сигналов искусственного происхождения или вмешательства членов экипажа).The disadvantage of the above methods is the impossibility of ensuring autonomous operation (independent of the possibility of receiving signals external to the object of artificial origin or interference of the crew members during the flight).
Для работы необходимо получать сигналы спутниковой группировки (в общем случае не менее чем от четырех спутников одновременно) и обеспечивать устойчивую работу во всех условиях эксплуатации спутникового навигационного приемника. Сам приемник чувствителен к воздействию внешних искусственных помех. Кроме того, для решения навигационной задачи спутники, с которых принимается сигнал, должны находиться на 10-15° выше линии горизонта объекта. При перерыве связи со спутниками, даже при наличии трехосного магнитометра, определение углов ориентации становится невозможным, так как только по показаниям магнитометра все три угла не могут быть определены [11, стр. 29-32], а углы тангажа и крена, рассчитанные только по углам поворота двухосного маятника, верны лишь в случае прямолинейного полета с постоянной скоростью.For operation, it is necessary to receive signals from the satellite constellation (in general, from at least four satellites simultaneously) and ensure stable operation in all operating conditions of the satellite navigation receiver. The receiver itself is sensitive to external artificial interference. In addition, to solve the navigation problem, the satellites from which the signal is received must be 10-15 ° above the horizon line of the object. When communication with satellites is interrupted, even in the presence of a triaxial magnetometer, the determination of the orientation angles becomes impossible, since all three angles cannot be determined only from the magnetometer readings [11, pp. 29-32], and the pitch and roll angles calculated only by the angles of rotation of the biaxial pendulum are valid only in the case of rectilinear flight with constant speed.
Задача данного изобретения направлена на обеспечении автономной работы навигационного комплекса.The objective of this invention is aimed at ensuring the autonomous operation of the navigation complex.
Для этого необходимо обеспечить длительное определение в процессе полета углов ориентации объекта, в пределе ограниченное только временем полета ЛА, с возможными ошибками, не превышающими по модулю 5-10° (2×(СКО), без необходимости вмешательства в процесс членов экипажа и получения извне сигналов искусственного происхождения.To do this, it is necessary to ensure a long-term determination during the flight of the object orientation angles, which is limited only by the flight time of the aircraft, with possible errors not exceeding 5-10 ° in modulus (2 × (RMS), without the need for crew members to intervene in the process and receive signals of artificial origin.
Такие погрешности определения углов ориентации при наличии в автопилоте ЛА, контуров управления по координатам местоположения (не рассматриваемых в материалах настоящей заявки) обеспечивают устойчивость полета объекта по траектории, соответствующей полетному заданию.Such errors in determining the angles of orientation in the presence in the autopilot of the aircraft, control loops according to the coordinates of the location (not considered in the materials of this application) ensure the stability of the flight of the object along the trajectory corresponding to the flight task.
Техническим результатом является практически неограниченное время обеспечения автономности функционирования навигационного комплекса.The technical result is an almost unlimited time to ensure the autonomy of the functioning of the navigation complex.
Также технический результат заключается и в том, что углы ориентации определяются не только в прямолинейном полете с постоянной скоростью, но и при наличии ускорений как в случае выполнения маневров по скорости, так и по углам, и в комбинациях маневров по скорости и углам.Also, the technical result consists in the fact that the orientation angles are determined not only in a straight flight at a constant speed, but also in the presence of accelerations both in the case of speed maneuvers and in angles, and in combinations of speed and angle maneuvers.
Техническим результатом является возможность определения углов ориентации при ограниченной видимости днем, а также в ночное время суток.The technical result is the ability to determine the orientation angles with limited visibility during the day, as well as at night.
Техническим результатом также является повышение точности формируемых углов ориентации.The technical result is also an increase in the accuracy of the formed orientation angles.
Это происходит в результате учета вертикальной компоненты ускорения объекта (по крайней мере десятые доли ускорения силы тяжести), и за счет сглаживания получаемых углов ориентации с подавлением шумов в 5 раз и более в зависимости от соотношения спектров шума и полезного сигнала (возможность сглаживания сигналов в прототипе не предусмотрена).This occurs as a result of taking into account the vertical component of the object's acceleration (at least tenths of the acceleration of gravity), and by smoothing the resulting orientation angles with noise suppression by 5 times or more, depending on the ratio of the noise spectra and the useful signal (the possibility of signal smoothing in the prototype not provided).
Указанные технические результаты достигаются реализацией нескольких вариантов способа, связанных единством творческого замысла.The indicated technical results are achieved by the implementation of several variants of the method, connected by the unity of the creative concept.
В первом варианте способа формирования данных об ориентации летательного аппарата технические результаты достигаются за счет того, что используют измерения установленных на воздушном объекте трех акселерометров, трех гиродатчиков угловых скоростей, и трехосного магнитометра, оси измерения которых параллельны осям объекта X, Y, Z, и датчика воздушной скорости (ДВС), а также угла отклонения одноосного физического маятника, ось качания которого расположена параллельно поперечной оси (Z) ССК объекта (маятник, его подвес, датчик для измерения угла качания образуют маятниковую систему). Для расчета угла тангажа производится корректировка измеренного значения угла отклонения маятника с учетом значений проекций ускорений на все три оси связанной системы координат объекта. Осуществляется пересчет показаний гиродатчика угловых скоростей в систему координат, в которой измеряют углы ориентации. Расчет угла крена ведется с использованием кинематических зависимостей для движения летательного аппарата в атмосфере, в котором задействуют линейную скорость, полученную на основании измерений датчика воздушной скорости, угловые скорости, пересчитанные в систему координат, в которой измеряют углы ориентации, и рассчитанное значение угла тангажа. Формирование угла курса производят на основании измерений магнитометра и рассчитанных углов тангажа и крена. Значения полученных углов ориентации сглаживают.In the first version of the method for generating data on the orientation of the aircraft, technical results are achieved due to the fact that they use measurements of three accelerometers installed on an airborne object, three gyrosensors of angular velocities, and a triaxial magnetometer, the measurement axes of which are parallel to the axes of the object X, Y, Z, and a sensor airspeed (ICE), as well as the deflection angle of a uniaxial physical pendulum, the swing axis of which is parallel to the transverse axis (Z) of the SSC of the object (the pendulum, its suspension, the sensor for measuring the swing angle form a pendulum system). To calculate the pitch angle, the measured value of the pendulum deflection angle is corrected taking into account the values of the acceleration projections on all three axes of the object's associated coordinate system. The readings of the gyro sensor of angular velocities are recalculated into the coordinate system in which the orientation angles are measured. The calculation of the roll angle is carried out using kinematic dependences for the movement of the aircraft in the atmosphere, in which the linear speed obtained from the measurements of the airspeed sensor, the angular speeds converted to the coordinate system in which the orientation angles are measured, and the calculated value of the pitch angle are used. The formation of the heading angle is carried out based on the measurements of the magnetometer and the calculated pitch and roll angles. The values of the obtained orientation angles are smoothed.
Во втором варианте способа формирования данных об ориентации летательного аппарата технические результаты также достигаются и том случае, когда в процессе сглаживания полученных углов ориентации используют угловые скорости, пересчитанные в систему координат, в которой измеряют углы ориентации.In the second version of the method for generating data on the orientation of the aircraft, technical results are also achieved when, in the process of smoothing the obtained orientation angles, the angular velocities are used, converted into a coordinate system in which the orientation angles are measured.
В третьем варианте способа формирования данных об ориентации летательного аппарата технические результаты достигаются также и тогда, когда вместо воздушной скорости, полученной на основании измерений показаний ДВС, используют скорость, полученную, например, на основании полетного задания (задание скорости программным образом).In the third variant of the method for generating data on the orientation of the aircraft, technical results are also achieved when, instead of the airspeed obtained on the basis of measurements of the ICE readings, the speed obtained, for example, on the basis of the flight task (setting the speed by software) is used.
В четвертом варианте способа формирования данных об ориентации летательного аппарата технические результаты достигаются и в том случае, когда используют как программное значение скорости движения воздушного объекта для формирования углов ориентации, так и значения угловых скоростей, пересчитанных в систему координат, в которой измеряют углы ориентации, для осуществления сглаживания полученных углов ориентации.In the fourth version of the method for generating data on the orientation of the aircraft, technical results are also achieved when both the programmed value of the speed of movement of the airborne object to form the orientation angles and the values of the angular velocities recalculated into the coordinate system in which the orientation angles are measured are used for smoothing the obtained orientation angles.
Технические результаты достигаются и в частных случаях исполнения, когда:Technical results are also achieved in particular cases of execution when:
- формирование угла крена осуществляется с использованием уже сглаженного угла тангажа;- the formation of the roll angle is carried out using the already smoothed pitch angle;
- пересчет угловых скоростей в систему координат, в которой измеряют углы ориентации, осуществляется с использованием уже сглаженных углов тангажа и крена;- the conversion of angular velocities into the coordinate system in which the orientation angles are measured is carried out using the already smoothed pitch and roll angles;
- формирование угла курса осуществляется с использованием уже сглаженных углов тангажа и крена;- the formation of the heading angle is carried out using the already smoothed pitch and roll angles;
- при проведении сглаживания с использованием угловых скоростей используют структуру фильтра подобную фильтру Калмана.- when performing smoothing using angular velocities, a filter structure similar to the Kalman filter is used.
Описание проиллюстрировано следующими графическими материалами: на фиг. 1 приведена структура сглаживающего фильтра, на фиг. 2 - блок-схема навигационного комплекса, на фиг. 3 - положение маятника в связанной системе координат (ССК) (ось Z перпендикулярна плоскости рисунка), на фиг. 4 - результаты моделирования на разных участках полета при программном задании изменения скорости.The description is illustrated by the following drawings: FIG. 1 shows the structure of the smoothing filter, FIG. 2 is a block diagram of the navigation system; FIG. 3 - the position of the pendulum in the linked coordinate system (CCS) (the Z axis is perpendicular to the plane of the figure), Fig. 4 - simulation results at different flight segments with programmed speed change.
Способ (его варианты) реализуется следующим образом.The method (its variants) is implemented as follows.
Отказ от измерений положения маятника, ось качания которого параллельна продольной (X) оси ЛА, обусловлен тем, что при выполнении наиболее типового и регламентированного маневра- координированного (правильного) разворота - ускорение в направлении поперечной оси ССК становится нулевым, а установившееся положение маятника в плоскости крена будет стремиться к нулю. Определение угла крена с использованием информации о положении маятника становится невозможным. Поэтому угол крена определяется с учетом кинематических соотношений [10, стр. 294, формула (59.9)] по зависимости (во всех случаях, когда для определения углов используются обратные тригонометрические функции и известны значения и числителя и знаменателя, могут быть также применены функции arcsin, arccos, atan2 [8]):Refusal to measure the position of the pendulum, the swing axis of which is parallel to the longitudinal (X) axis of the aircraft, is due to the fact that when performing the most typical and regulated maneuver - coordinated (correct) turn - the acceleration in the direction of the transverse axis of the SSC becomes zero, and the steady position of the pendulum in the plane the roll will tend to zero. Determining the roll angle using information about the position of the pendulum becomes impossible. Therefore, the roll angle is determined taking into account the kinematic relations [10, p. 294, formula (59.9)] according to the dependence (in all cases when inverse trigonometric functions are used to determine the angles and the values of both the numerator and denominator are known, the functions arcsin, arccos, atan2 [8]):
где λДУС - угол крена, определенный с учетом измерений гиродатчиков угловой скорости;where λ ДУС - the roll angle, determined taking into account the measurements of the gyro sensors of the angular velocity;
V - истинная воздушная скорость (воздушная скорость с учетом высоты) для первого и второго вариантов способа или программно задаваемое значение скорости для третьего и четвертого вариантов способа;V is the true airspeed (airspeed taking into account the altitude) for the first and second variants of the method or the programmed speed value for the third and fourth variants of the method;
g - ускорение силы тяжести;g - acceleration of gravity;
ϑФ - угол тангажа, сформированный на основании показаний датчика угла качания маятника и акселерометров.ϑ Ф - pitch angle formed on the basis of readings from the pendulum swing angle sensor and accelerometers.
Воздушная скорость может быть непосредственно измерена, рассчитана на основании показаний других систем ЛА (тяги, высоты полета, веса и т.д.) или взято ее значение, сформированное на основании полетного задания. В последнем случае точность определения угла снижается, но ошибка остается конечной (как показано ниже, ошибки расчета угла тангажа и угловых скоростей тангажа и курса ограниченные) и небольшой (на фиг. 4 СКО равно 1-2°), что обеспечивает устойчивость полета ЛА.The airspeed can be directly measured, calculated based on the readings of other aircraft systems (thrust, flight altitude, weight, etc.), or its value, formed on the basis of the flight task, can be taken. In the latter case, the accuracy of determining the angle decreases, but the error remains finite (as shown below, the errors in calculating the pitch angle and the angular velocities of the pitch and heading are limited) and small (in Fig. 4, the RMS is equal to 1-2 °), which ensures the stability of the aircraft flight.
В маятниковой системе, использование которой заявитель считает предпочтительным, плоскость качания маятника параллельна плоскости XY связанной системы координат ЛА (фиг. 3). В качестве вспомогательной на фиг. 3 показана плоскость XгYг системы координат XгYгZг, получаемой путем поворота географического трехгранника (земной нормальной системы координат [2] (ЗНСК), продольная ось которой направлена на север) последовательно на углы ψ (вокруг вертикальной оси ЗНСК) и γ (вокруг оси Хг). Третий поворот на угол ϑ (вокруг оси Zг) завершает перевод в ССК ЛА аналогично приведенному в [7, стр. 126, формула (3.23)] для последовательности курс-крен-тангаж (в [14, стр. 24-28] приведены матрицы для 3-х последовательностей углов Эйлера, в материалах по MATLAB указывается на 12 последовательностей). Если начальное и конечное положение систем координат фиксированы, численные значения коэффициентов итоговой матрицы направляющих косинусов для перехода из одного положения в другое не зависят от того, какая последовательность поворотов выбрана. Поэтому углы тангажа и крена взаимосвязаны с углами ϑ и γ, а угол ψ отличается от угла курса ψМ, формируемого с учетом показаний магнитометра.In the pendulum system, the use of which the applicant considers preferable, the swinging plane of the pendulum is parallel to the XY plane of the associated coordinate system of the aircraft (Fig. 3). As an auxiliary, in FIG. 3 shows the plane X g Y g of the X g Y g Z g coordinate system obtained by rotating the geographic trihedron (terrestrial normal coordinate system [2] (ZNSK), the longitudinal axis of which is directed to the north) successively at angles ψ (around the vertical axis of the ZNSK) and γ (r about the axis X). The third turn by an angle ϑ (around the Z axis z ) completes the transfer to the aircraft's SSC similarly to that given in [7, p. 126, formula (3.23)] for the course-roll-pitch sequence (in [14, p. 24-28] matrices for 3 sequences of Euler angles, 12 sequences are indicated in MATLAB materials). If the start and end positions of the coordinate systems are fixed, the numerical values of the coefficients of the final direction cosine matrix for the transition from one position to another do not depend on which rotation sequence is selected. Therefore, the pitch and roll angles are interrelated with the angles ϑ and γ, and the angle ψ differs from the heading angle ψ М , formed taking into account the readings of the magnetometer.
Из фиг. 3 видно, что:From FIG. 3 it can be seen that:
где αДУ - установившийся угол отклонения маятника от оси Y ССК, измеренный датчиком угла качания (ДУ) маятниковой системы;where α ДУ is the steady-state angle of deflection of the pendulum from the Y-axis of the SSK, measured by the swing angle sensor (ДУ) of the pendulum system;
ϕП1 - составляющая угла, обусловленная ускорениями ЛА.ϕ П1 - angle component caused by aircraft accelerations.
Величина ϕП1 вычисляется по известным измерениям акселерометров ax,aY,az (на фиг. 3 акселерометры АК1 и АК2 измеряют соответственно кажущиеся ускорения ах и aY). Для чего определяются абсолютные ускорения в связанной системе координат:The value of ϕ P1 is calculated from the known measurements of the accelerometers a x , a Y , a z (in Fig. 3, the accelerometers AK1 and AK2 measure the apparent accelerations a x and a Y, respectively). Why are the absolute accelerations determined in the associated coordinate system:
где матрица 
Значения абсолютных ускорений в ССК в скалярной форме вычисляются как:The values of the absolute accelerations in the SSC in scalar form are calculated as:
Вычисляются проекции абсолютных ускорений (
Абсолютные ускорения перепроецируются из Земной нормальной системы в систему координат XГYГZГ, развернутую относительно ЗНСК на углы ψ и γ.The absolute accelerations are re-projected from the Earth's normal system into the X Г Y Г Z Г coordinate system, deployed relative to the ZNSK at the angles ψ and γ.
На маятник действуют инерционные силы, которые имеют обратный по сравнению с абсолютными ускорениями знак, тогда к маятнику с учетом веса в системе координат XГYГ приложены следующие ускорения:The inertial forces act on the pendulum, which have the opposite sign compared to the absolute accelerations, then the following accelerations are applied to the pendulum, taking into account the weight in the X Г Y Г coordinate system:
Таким образом, угол отклонения ϕП1:Thus, the deflection angle ϕ P1 :
Из (2) с учетом показаний датчика угла качания маятниковой системы и угла, рассчитанного по формуле (11), можно определить угол ϑ. А из углов крена, ϑ и γ - угол тангажа (с величиной возможной ошибки, не превышающей 2-3°).From (2), taking into account the readings of the swing angle sensor of the pendulum system and the angle calculated by the formula (11), it is possible to determine the angle ϑ. And from the roll angles, ϑ and γ - the pitch angle (with a possible error not exceeding 2-3 °).
Угол курса ψМ определяется из показаний магнитометра с использованием углов крена и тангажа (см., например, [3, стр. 26], [11, стр. 41]), поэтому возможная погрешность его определения также не является неограниченной и не превышает 5-10°.The heading angle ψ M is determined from the magnetometer readings using the roll and pitch angles (see, for example, [3, p. 26], [11, p. 41]), therefore, the possible error of its determination is also not unlimited and does not exceed 5 -10 °.
Получаемые расчетные значения углов ориентации сильно зашумлены. Это обусловлено наложением на полезный сигнал из маятниковой системы об отклонении физического маятника как колебаний маятника, так и шумов датчика качания, а также вибрационными шумами акселерометров. Для подавления шумов может использоваться фильтр низких частот (первый и третий варианты способа), а также, в частности, фильтр по принципам построения близкий к фильтру Калмана [7, стр. 221, рис. (5.19)] (второй и четвертый варианты способа). В частности, может быть реализована схема, в которой используются углы ориентации, определенные, например, по приведенным выше зависимостям, и углы ориентации, определенные путем интегрирования угловых скоростей ориентации объекта в замкнутом контуре, где соответствующая угловая скорость является компенсирующим сигналом. В фильтре, в конечном счете, на выходе присутствуют «гладкие» оценки углов по результатам интегрирования угловых скоростей, в которых скорректированы медленно меняющиеся ошибки измерений ДУС. Структура фильтров приведена на фиг. 1. Для вычисления указанных угловых скоростей могут использоваться уравнения, например, вида (12) [7, стр. 127, формула (3.30)], [3, стр. 23, формула (2.2)]:The calculated values of the orientation angles are highly noisy. This is due to the imposition on the useful signal from the pendulum system about the deflection of the physical pendulum of both pendulum oscillations and the rocking sensor noise, as well as vibration noise from accelerometers. To suppress noise, a low-pass filter (the first and third variants of the method) can be used, as well as, in particular, a filter based on the principles of construction close to the Kalman filter [7, p. 221, Fig. (5.19)] (second and fourth variants of the method). In particular, a scheme can be implemented in which orientation angles determined, for example, from the above dependencies, and orientation angles determined by integrating the angular velocities of object orientation in a closed loop are used, where the corresponding angular velocity is a compensating signal. Ultimately, in the filter, at the output there are "smooth" estimates of the angles based on the results of the integration of angular velocities, in which the slowly varying errors of the TLS measurements are corrected. The filter structure is shown in Fig. 1. To calculate the indicated angular velocities, equations can be used, for example, of the form (12) [7, p. 127, formula (3.30)], [3, p. 23, formula (2.2)]:
где 
ωх, ωу, ωz - угловые скорости в ССК, измеряемые с помощью ДУС.ω х , ω у , ω z - angular velocities in the SSC, measured with the aid of the DUS.
Вычисления по (1)-(11) или (1)-12), а также вычисление ψМ, производятся методом последовательных приближений или перебора с фиксированным шагом.Calculations according to (1) - (11) or (1) -12), as well as the calculation of ψ M , are performed by the method of successive approximations or enumeration with a fixed step.
Уравнения для сглаживания сигнала в структуре подобной фильтру Калмана приведены для канала тангажа и могут быть аналогичны для других каналов:Equations for signal smoothing in a structure similar to the Kalman filter are given for the pitch channel and can be similar for other channels:
где 
ϑФ - значение отфильтрованного угла;ϑ Ф - value of the filtered angle;
ϑMA - значение входного сигнала, например, полученного на основании измерения отклонения маятника и показаний акселерометров.ϑ MA - the value of the input signal, for example, obtained on the basis of the measurement of the deflection of the pendulum and the readings of the accelerometers.
За счет глубокой фильтрации и использования компенсирующего сигнала по угловой скорости ошибки измерения уменьшаются в пять и более раз. Моделирование, при котором в качестве задаваемых значений использовались телеметрические данные полета самолета МС-21 (фиг. 4), показало, что наибольшие ошибки имеют место в канале курса, со временем они затухают и обусловлены в первую очередь разрывным представлением функции угла. Способы «сшивания» таких кривых известны и применяются при построении фазовых частотных характеристик по экспериментальным данным, а ошибки по курсу непосредственно не влияют на устойчивость ЛА. Уровень ошибок по крену и тангажу обеспечивает устойчивость ЛА в полете, т.к. не превышает ошибок пилотирования, при которых теряется устойчивость полета, и, следовательно, навигацию самолета в автономном режиме.Due to deep filtering and the use of a compensating signal for angular velocity, measurement errors are reduced by a factor of five or more. Modeling, in which the telemetry data of the flight of the MC-21 aircraft (Fig. 4) were used as the set values, showed that the largest errors occur in the course channel, with time they fade and are primarily due to the discontinuous representation of the angle function. Methods for "stitching" such curves are known and are used to construct phase frequency characteristics from experimental data, and heading errors do not directly affect aircraft stability. The level of roll and pitch errors ensures the stability of the aircraft in flight. does not exceed piloting errors at which flight stability is lost, and, consequently, aircraft navigation in autonomous mode.
Таким образом, предложенные варианты способа даже при отсутствии получения какой-либо информации извне от источников искусственного происхождения во время полета и вмешательства членов экипажа в работу (автономность работы), обеспечивают измерение углов магнитного курса, тангажа и крена без нарастающих по модулю ошибок (и, таким образом, продолжительность работы) во всех режимах полета, включая маневрирование. Поэтому работа не требует проведения периодической выставки по углам, тем более с переходом в режим прямолинейного равномерного горизонтального полета, т.е. отсутствует обусловленное методически ограничение по времени нахождения в автономном состоянии. Для работы не требуется наблюдение за ориентирами на местности или небесном своде, то есть обеспечивается работа в условиях ограниченной видимости днем и ночью. Это подтверждает выполнение задачи изобретения.Thus, the proposed variants of the method, even in the absence of receiving any information from the outside from sources of artificial origin during the flight and intervention of the crew members in the work (autonomy of work), provide the measurement of the angles of the magnetic course, pitch and roll without increasing in magnitude errors (and, thus the duration of operation) in all flight modes, including maneuvering. Therefore, the work does not require a periodic alignment at the corners, all the more so with the transition to the mode of rectilinear uniform horizontal flight, i.e. there is no methodically determined limitation on the time spent in an autonomous state. The work does not require observation of landmarks on the ground or the sky, that is, it provides work in conditions of limited visibility during the day and at night. This confirms the achievement of the object of the invention.
Преимуществом данного изобретения является также уменьшение нагрузки на членов экипажа пилотируемого ЛА, оснащенного навигационным комплексом, использующим какой-либо из вариантов описанного способа.The advantage of this invention is also to reduce the load on the crew members of a manned aircraft equipped with a navigation system using any of the variants of the described method.
Описанный способ реализован в навигационном комплексе летательного аппарата.The described method is implemented in the navigation system of the aircraft.
Аналогами являются навигационные комплексы [4], [5], [6].Navigation complexes [4], [5], [6] are analogs.
По мнению заявителя изделие с наибольшим числом совпадающих признаков, взятое за прототип навигационного комплекса, описано в [3, стр. 25-27, рис. 2.5] - Антонец Е.В., Кочергин В.И., Федосеева Г.А. «Приборное оборудование воздушных судов и его летная эксплуатация», учебное пособие, г. Ульяновск, УВАУ ГА, 2014 г., состоящее из вычислителя (центральный процессор, устройство вывода, блок управления памятью) и подключенных к нему трехосного магнитометра, трехосного акселерометра и трехосного гиродатчика угловых скоростей.According to the applicant, the product with the largest number of matching features, taken as a prototype of the navigation complex, is described in [3, pp. 25-27, Fig. 2.5] - Antonets E.V., Kochergin V.I., Fedoseeva G.A. "Instrument equipment of aircraft and its flight operation", study guide, Ulyanovsk, UVAU GA, 2014, consisting of a computer (central processor, output device, memory control unit) and connected to it a triaxial magnetometer, triaxial accelerometer and triaxial gyro sensor of angular velocities.
Недостатком данного устройства является невозможность обеспечения автономной работы.The disadvantage of this device is the impossibility of ensuring autonomous operation.
Оно требует проведения периодической выставки по углам, что может быть осуществлено только на участках прямолинейного полета с вмешательством в процесс экипажа. Это обусловлено тем, что, как уже отмечалось, по измерениям магнитометра три угла ориентации определены быть не могут, интегрирование сигналов ДУС (после преобразования координат) приводит к нарастающей (по модулю) ошибке из-за ненулей, а определение крена и тангажа по показаниям акселерометров, возможно только на участках прямолинейного полета на постоянной высоте с постоянной скоростью.It requires a periodic alignment at the corners, which can only be carried out in straight flight sections with intervention in the crew process. This is due to the fact that, as already noted, the three orientation angles cannot be determined from the magnetometer measurements, the integration of the DLS signals (after coordinate transformation) leads to an increasing (in magnitude) error due to nonzero values, and the determination of the roll and pitch from the accelerometer readings , is possible only in straight flight sections at a constant altitude with a constant speed.
Задача заключается в обеспечении длительной автономной работы навигационного комплекса.The task is to ensure long-term autonomous operation of the navigation complex.
Для чего нужно обеспечить измерение углов ориентации без нарастающих со временем ошибок (по модулю) при их величине не превышающей 5-10° (2×СКО) без вмешательства в процесс членов экипажа и использования получаемой извне информации от источников искусственного происхождения.To do this, it is necessary to ensure the measurement of orientation angles without increasing errors over time (in modulus) with their magnitude not exceeding 5-10 ° (2 × RMS) without interference in the process of the crew members and the use of information received from outside from sources of artificial origin.
Технический результат заключается в возможности функционирования навигационного комплекса в условиях ограниченной видимости днем и ночью.The technical result consists in the possibility of functioning of the navigation complex in conditions of limited visibility during the day and at night.
Также технический результат заключается в работоспособности навигационного комплекса в процессе выполнения маневров ЛА по углам и скорости.Also, the technical result consists in the operability of the navigation complex in the process of performing aircraft maneuvers in angles and speed.
Предлагаемый навигационный комплекс летательного аппарата лишен указанного выше недостатка прототипа и обеспечивает определение углов ориентации ЛА как при прямолинейном полете, так и при наличии ускорений и проведении ЛА маневров по углам без ограничения по времени в дневное, в том числе в условиях ограниченной видимости, и ночное время без привлечении данных от аппаратуры спутниковой навигации или радиокомпасов и т.п.The proposed navigation system of the aircraft is devoid of the above-mentioned disadvantage of the prototype and provides the determination of the orientation angles of the aircraft both in straight flight and in the presence of accelerations and the aircraft maneuvers at angles without time limitation in the daytime, including in conditions of limited visibility, and at night. without using data from satellite navigation equipment or radio compasses, etc.
Технические результаты достигаются за счет того, что навигационный комплекс содержит вычислитель и подключенные к нему трехосный магнитометр, трехосный акселерометр и трехосный гиродатчик угловых скоростей. Он также содержит маятниковую систему и датчик воздушной скорости. Маятниковая система выполнена на базе одноосного маятника и оснащена датчиком угла качания. Выходы датчиков угла качания и воздушной скорости также подключены к вычислителю. При этом предпочтительно ось качания маятника располагается параллельно поперечной оси объекта.Technical results are achieved due to the fact that the navigation complex contains a computer and a three-axis magnetometer, a three-axis accelerometer and a three-axis gyro sensor of angular velocities connected to it. It also contains a pendulum system and an airspeed sensor. The pendulum system is based on a uniaxial pendulum and is equipped with a swing angle sensor. The outputs of the rocking angle and airspeed sensors are also connected to the calculator. In this case, preferably, the swing axis of the pendulum is parallel to the transverse axis of the object.
Полученная совокупность признаков навигационного комплекса является ранее неизвестной.The resulting set of signs of the navigation complex is previously unknown.
Вычислитель, трехосные магнитометр, акселерометр и ДУС могут быть взяты такими же как в прототипе. Конструкция одноосной маятниковой системы общеизвестна (в качестве простейших примеров можно рассматривать маятниковые часы или качели). В качестве измерителя (датчика) угла качания могут быть использованы, например, вращающийся трансформатор, потенциометр, магнит и датчик Холла и т.п. Датчик воздушной скорости может быть выполнен, как это описано в [12] или [13].The calculator, triaxial magnetometer, accelerometer and DUS can be taken the same as in the prototype. The design of a uniaxial pendulum system is well known (a pendulum clock or swing can be considered as the simplest examples). As a measuring device (sensor) of the swing angle, for example, a rotating transformer, a potentiometer, a magnet and a Hall sensor, etc. can be used. The airspeed sensor can be configured as described in [12] or [13].
На фиг. 2 схематически изображен предлагаемый навигационный комплекс. Он состоит из вычислителя 7, к которому подключены блок 1 акселерометров (не менее трех измерителей), блок 2 гиродатчиков угловой скорости (не менее трех измерителей), магнитометр 3 (не менее трех направлений измерения магнитного поля), одноосный маятник 4 и датчик 5 угла качания маятниковой системы и датчик 6 воздушной скорости.FIG. 2 schematically shows the proposed navigation system. It consists of a
Здесь и далее, если не указано конкретно, каналы связи могут передавать не один, а несколько сигналов параллельно или последовательно. Например, за счет частотного или кодового разделения по одному или нескольким проводам (оптическим линиям связи), вычислители могут быть выполнены как на базе одной вычислительной машины (процессора, контроллера), так и распределенно, при этом все или отдельные составные части в качестве каналов связи могут использовать общую шину (канал), в том числе для двухстороннего (в прямом и обратном направлении) обмена. Данные особенности являются несущественными для заявляемых технических решений. Также несущественным является проведение переформатирования сигнала (смены интерфейса) из одного стандарта в другой (например, в случае, когда тип выходного канала передачи прибора, формирующего сигнал, отличается от типа канала приема прибора, принимающего сигнал) независимо от того, производится это в специализированном блоке или вычислителе, выполняющем и другие операции.Hereinafter, unless specifically indicated, communication channels can transmit not one, but several signals in parallel or in series. For example, due to frequency or code division over one or several wires (optical communication lines), calculators can be performed both on the basis of one computer (processor, controller), and distributed, with all or individual components as communication channels can use a common bus (channel), including for two-way (forward and backward) exchange. These features are insignificant for the claimed technical solutions. It is also unimportant to reformat the signal (change the interface) from one standard to another (for example, in the case when the type of the output transmission channel of the device that generates the signal differs from the type of the reception channel of the device that receives the signal), regardless of whether this is done in a specialized unit or a computer performing other operations.
Учитывая итеративность решаемых задач, подразумевается, что вычислитель представляет собой цифровое устройство, поэтому в случае необходимости в соответствующих цепях для приема информации от аналоговых устройств используются аналого-цифровые преобразователи (АЦП), а для передачи сигналов на них - цифро-аналоговые преобразователи (ЦАП).Given the iterative nature of the tasks being solved, it is assumed that the calculator is a digital device, therefore, if necessary, analog-to-digital converters (ADC) are used in the corresponding circuits to receive information from analog devices, and digital-to-analog converters (DAC) are used to transmit signals to them. ...
Датчик воздушной скорости [12] выполнен таким образом, что не только определяет скоростной напор, но и барометрическое давление, соответствующее высоте полета. Это позволяет определять истинную воздушную скорость, углы атаки и скольжения. Вычислитель имеет также вход для связи с внешними системами (например, аппаратурой ЛА, технологической аппаратурой, используемой при проведении калибровок и т.п.).The airspeed sensor [12] is designed in such a way that not only determines the velocity head, but also the barometric pressure corresponding to the flight altitude. This allows you to determine the true airspeed, angles of attack and slip. The calculator also has an input for communication with external systems (for example, aircraft equipment, technological equipment used for calibrations, etc.).
При описании работы заявляемого навигационного комплекса летательного аппарата принято, что измерительные оси чувствительных элементов направлены параллельно строительным осям ЛА или их показания уже предварительно пересчитаны на эти направления, например по матрицам учета неортогональностей [9, стр. 11, 12].When describing the operation of the claimed navigation complex of the aircraft, it is assumed that the measuring axes of the sensing elements are directed parallel to the construction axes of the aircraft, or their readings have already been preliminarily recalculated for these directions, for example, according to the non-orthogonality accounting matrices [9, pp. 11, 12].
Аналогично может быть учтено отклонение направления оси, относительно которой качается маятник, от приведенного идеального направления. То есть показания датчика угла качания маятниковой системы, акселерометра, магнитометра и ДУС приведены к ССК ЛА.Similarly, the deviation of the direction of the axis relative to which the pendulum swings from the reduced ideal direction can be taken into account. That is, the readings of the swing angle sensor of the pendulum system, accelerometer, magnetometer and DUS are given to the ACS of the aircraft.
Набор измерительных элементов обеспечивает получение всей необходимой информации для применения зависимостей (1)-(12) и расчета ψМ. Соответственно, вычислитель реализовывает эти (включая в соответствующей комбинации и формулы (13)) или аналогичные им расчеты.The set of measuring elements provides all the necessary information for the application of dependencies (1) - (12) and the calculation of ψ M. Accordingly, the calculator implements these (including in the appropriate combination and formulas (13)) or similar calculations.
Перед полетом необходимые параметры из полетного задания (координаты точки старта, соответствующие ей значения магнитного и гравитационного полей, барометрическое давление, траектория и скорость движения по ней, скорость ветра по предполагаемому маршруту полета и т.п.) вводятся в вычислитель. Для сокращения времени переходных процессов в сглаживающих фильтрах проводится предстартовая калибровка, в процессе которой, например, уточняются девиации магнитометра, параметры акселерометров и ДУС. При отсутствии движения и малых углах тангажа и крена (косинусы углов близки к единице) значения углов тангажа и крена (ϑАК, γАК), получаемые, исходя из показаний акселерометров, могут быть определены через соотношения (модуль вектора показаний акселерометров равен g):Before the flight, the necessary parameters from the flight task (coordinates of the launch point, the corresponding values of the magnetic and gravitational fields, barometric pressure, trajectory and speed of movement along it, wind speed along the proposed flight route, etc.) are entered into the computer. To reduce the time of transient processes in the smoothing filters, a pre-start calibration is carried out, during which, for example, the deviations of the magnetometer, the parameters of accelerometers and DUS are refined. In the absence of movement and small angles of pitch and roll (the cosines of the angles are close to unity), the values of the pitch and roll angles (ϑ AK , γ AK ), obtained from the readings of accelerometers, can be determined through the relations (the modulus of the vector of readings of accelerometers is equal to g):
В этих же условиях датчик угла качания маятниковой системы, ось качания маятника которой параллельна поперечной оси ЛА, должен показать угол тангажа (с учетом крена γАК). Это позволяет убрать ранее неучтенные ошибки из показаний датчика угла качания. С учетом углов крена и тангажа, магнитного склонения и наклонения определяется начальный курс по магнитометру.Under the same conditions, the sensor of the swing angle of the pendulum system, the swing axis of which is parallel to the transverse axis of the aircraft, must show the pitch angle (taking into account the roll γ of the AC ). This allows you to remove previously unaccounted for errors from the rocking angle sensor readings. Taking into account the roll and pitch angles, magnetic declination and inclination, the initial heading according to the magnetometer is determined.
Результаты калибровки вводятся в вычислитель.The calibration results are entered into the calculator.
С началом движения углы ориентации перестают быть постоянными, угловые скорости и линейные ускорения становятся ненулевыми. Вычислитель 7 переходит на расчет значений углов ориентации, например ψМ, ϑMA, γдус с применением зависимостей (1)-(11). Полученные значения сглаживаются. Это может быть сделано с использованием, например, фильтров Чебышева, Баттерворта и т.п. Если в процессе сглаживания используются угловые скорости изменения углов ориентации, применяются зависимости (1)-(12) или в частном случае использования сглаживающего фильтра со структурой, изображенной на фиг. 1, зависимости (1)-(13). При этом получаемые углы ориентации не являются результатом прямого интегрирования сигналов угловых скоростей и линейных ускорений, поэтому погрешности углов ориентации не растут неограниченно. Для определения угла крена по формуле (1) используют значение истинной воздушной скорости, получаемое на основании информации, снимаемой с датчика 6 воздушной скорости.With the beginning of the movement, the orientation angles cease to be constant, the angular velocities and linear accelerations become nonzero. The
На фиг. 1 приведена функциональная схема фильтра, соответствующего зависимостям (13), для одного из каналов. Он работает следующим образом.FIG. 1 shows a functional diagram of the filter corresponding to dependencies (13) for one of the channels. It works as follows.
На первый вход первого сумматора 9 контура угла(СумУ1) поступает зашумленное значение сигнала, например угла тангажа ϑМА. На второй вход сумматора 9 поступает значение предварительной оценки (ϑОС для канала тангажа) сглаженного угла с выхода интегратора 12 контура угла (ИнтУ). В сумматоре 9 находится их разность, которая с выхода Сум1У подается на вход блока 10 коэффициента контура угла (КУ) и первый вход сумматора 14 контура определения смещения угловой скорости (Сум1УС). С выхода КУ 10 усиленный сигнал поступает на первый вход второго сумматора 11 контура угла (Сум2У). На второй вход Сум2У поступает угловая скорость соответствующего угла (
Второй вход Сум1УС 14 соединен с выходом интегратора 16 контура определения смещения угловой скорости (ИнтУС). Значение сигнала с выхода ИнтУС (
Предлагаемая структура фильтрации позволяет за счет отрицательной обратной связи по оценке сглаженного угла перейти к ограниченному значению ошибки из-за ненуля в сигнале угловой скорости. Отрицательная обратная связь в контуре определения смещения угловой скорости позволяет получить несмещенное значение этой ошибки (контур имеет астатизм первого порядка) и скомпенсировать ее в Сум3У. При этом сглаживание угла и определение ненуля угловой скорости осуществляется одновременно.The proposed filtering structure allows, due to the negative feedback on the evaluation of the smoothed angle, to go to the limited error value due to non-zero in the angular velocity signal. Negative feedback in the loop for determining the displacement of the angular velocity makes it possible to obtain the unbiased value of this error (the loop has first-order astatism) and to compensate it in Sum3U. In this case, the smoothing of the angle and the determination of the nonzero angular velocity are carried out simultaneously.
Полученные значения сглаженных углов могут использоваться вычислителем как для определения скоростей изменения углов ориентации, так и значений истинных ускорений, крена и магнитного курса для уменьшения зашумленности результатов промежуточных вычислений.The obtained values of smoothed angles can be used by the calculator both to determine the rates of change of orientation angles and the values of true accelerations, roll and magnetic heading to reduce the noise level of the results of intermediate calculations.
Таким образом, за счет реализации в навигационном комплексе ЛА вариантов способа формирования данных об ориентации объекта, описанных выше, заявляемый комплекс обладает следующими преимуществами:Thus, due to the implementation in the aircraft navigation complex of the variants of the method for generating object orientation data described above, the claimed complex has the following advantages:
- является автономным, так как для его функционирования не требуется ни получения извне информации от источников искусственного происхождения, ни вмешательства во время полета в процесс работы членов экипажа ЛА;- it is autonomous, since for its functioning it is not required either to receive information from outside from sources of artificial origin, or to interfere with the work of the aircraft crew members during the flight;
- способен работать длительное время, т.к. формируемые углы ориентации имеют ограниченные (по модулю) ошибки, которые не нарастают со временем;- able to work for a long time, because the formed orientation angles have limited (modulo) errors that do not increase with time;
- обеспечивает работу навигационного комплекса в любое время суток, т.к. в составе измерительных элементов отсутствуют такие, работа которых требует наблюдения за ориентирами на земной поверхности или небесной сфере;- ensures the operation of the navigation complex at any time of the day, because in the composition of the measuring elements there are no those whose operation requires observation of landmarks on the earth's surface or the celestial sphere;
- повышает точность (СКО, в пять и более раз) определения углов ориентации за счет сглаживания как при осуществлении промежуточных расчетов, так и конечных результатов вычислений.- increases the accuracy (RMS, five or more times) of determining the orientation angles by smoothing both in the implementation of intermediate calculations and the final results of calculations.
Преимуществом заявляемого навигационного комплекса летательного аппарата также является снижение нагрузки на экипаж пилотируемого ЛА во время полета, поскольку его членам не приходится заниматься периодической корректировкой измерительных элементов.The advantage of the claimed navigation complex of the aircraft is also the reduction of the load on the crew of the manned aircraft during the flight, since its members do not have to deal with periodic adjustments of the measuring elements.
Из изложенного видно, что навигационный комплекс летательного аппарата является новым, технически реализуемым и обеспечивает достижение заявленных технических результатов.It can be seen from the above that the navigation system of the aircraft is new, technically feasible and ensures the achievement of the stated technical results.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИSOURCES OF INFORMATION
1 Антонец Е.В., Смирнов В.И., Федосеева Г.А. «Авиационные приборы и навигационно-пилотажные комплексы». Учебное пособие, ч. 1, г. Ульяновск, УВАУГА, 2007 г. - 119 с. http://venec.ulstu.ru/lib/disk/2014/Antonets_1_.pdf1 Antonets E.V., Smirnov V.I., Fedoseeva G.A. "Aviation devices and navigation and flight complexes". Study guide,
2 ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения.2 GOST 20058-80. Aircraft dynamics in the atmosphere. Terms, definitions and designations.
3 Антонец Е.В., Кочергин В.И., Федосеева Г.А. «Приборное оборудование воздушных судов и его летная эксплуатация». Учебное пособие, г. Ульяновск, УВАУГА, 2014 г. - 62 с. http://venec.ulstu.ru/lib/disk/2015/Antonets_2.pdf3 Antonets E.V., Kochergin V.I., Fedoseeva G.A. "Instrument equipment of aircraft and its flight operation". Study guide, Ulyanovsk, UVAUGA, 2014 - 62 p. http://venec.ulstu.ru/lib/disk/2015/Antonets_2.pdf
4 Патент РФ №2555496 МПК G01C 21/08, G01R 33/02, 2014 г.4 RF patent No. 2555496 IPC G01C 21/08, G01R 33/02, 2014
5 Туктарёв Н.А. и др. «Автономное инерциально-магнитометрическое устройство определения углов ориентации летательного аппарата», -М: Труды МАИ. Выпуск №88, 2016 г. 5 Tuktarev N.A. and others. "Autonomous inertial-magnetometric device for determining the angles of orientation of the aircraft", -M: Proceedings of the MAI. Issue No. 88, 2016
6 Патент РФ №2258907, МПК G01C 19/44, 2002 г. 6 RF patent №2258907, IPC G01C 19/44, 2002
7 Матвеев В.В., Распопов В.Я. «Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем» - СПб, ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009 г. - 280 с. 7 Matveev V.V., Raspopov V.Ya. "Fundamentals of building strapdown inertial navigation systems" - St. Petersburg, State Scientific Center of the Russian Federation, JSC "Concern" TsNII "Elektropribor", 2009 - 280 p.
8 Функция ATAN2 http://old.exponenta.ru/soft/MATLAB/potemkin/book2/chapter6/contens.asp.8 ATAN2 function http://old.exponenta.ru/soft/MATLAB/potemkin/book2/chapter6/contens.asp.
9 Драницына Е.В. «Калибровка измерительного модуля прецизионной БИНС на волоконно-оптических гироскопах». Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук, - СПб., Санкт-Петербургский национальный исследовательский университет информационных технологий, механики и оптики, 2016 г. - 89 с.9 Dranitsyna E.V. "Calibration of the measuring module of precision SINS on fiber-optic gyroscopes." Dissertation for the degree of candidate of technical sciences, - St. Petersburg, St. Petersburg National Research University of Information Technologies, Mechanics and Optics, 2016 - 89 p.
10 Остославский И.В., Стражева И.В. «Динамика полета. Траектории летательных аппаратов», 2-е изд. - М., «Машиностроение», 1969 г. - 499 с.10 Ostoslavsky I.V., Strazheva I.V. Flight dynamics. Aircraft trajectories ”, 2nd ed. - M., "Mechanical Engineering", 1969 - 499 p.
11 Силкин А.А. «Синтез и анализ алгоритмов определения пространственной ориентации беспилотной аэродинамической платформы по измерениям магнитного поля Земли». Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук, - М., Институт машиноведения им. А.А. Благонравова РАН, 2002 г. - 104 с.11 Silkin A.A. "Synthesis and analysis of algorithms for determining the spatial orientation of an unmanned aerodynamic platform based on measurements of the Earth's magnetic field." Dissertation for the degree of candidate of technical sciences, - M., Institute of Mechanical Engineering. A.A. Blagonravov RAS, 2002 - 104 p.
12 Датчики авионики / ТЕМА 10, https://studfile.net/preview/942822/ Уфимский Государственный Авиационный Технический Университет, 2014 г.12 Avionics sensors /
13 Сычёв В. «Лазерные датчики на самолетах заменят пневматические» https://yandex.ru/turbo?text=https%3A%2F%2Fnplus1.ru%2Fnews%2F2016%2F08%2F23%2Ftrueairspeed, 2016 г. 13 Sychev V. “Laser sensors on airplanes will replace pneumatic ones” https://yandex.ru/turbo?text=https%3A%2F%2Fnplus1.ru%2Fnews%2F2016%2F08%2F23%2Ftrueairspeed, 2016
14 «Разработка управляющих программ промышленных роботов». Курс лекций, - Минск, Белорусский государственный университет информатики и радиоэлектроники, 2008 г. - 131 с. https://www.bsuir.by/m/12_113415_1_70397.pdf14 "Development of control programs for industrial robots." Course of lectures, - Minsk, Belarusian State University of Informatics and Radioelectronics, 2008 - 131 p. https://www.bsuir.by/m/12_113415_1_70397.pdf
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020116286A RU2745083C1 (en) | 2020-04-28 | 2020-04-28 | Methods of generating data on the orientation of the object and the navigation system of the aircraft for their implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020116286A RU2745083C1 (en) | 2020-04-28 | 2020-04-28 | Methods of generating data on the orientation of the object and the navigation system of the aircraft for their implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2745083C1 true RU2745083C1 (en) | 2021-03-19 |
Family
ID=74874470
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020116286A RU2745083C1 (en) | 2020-04-28 | 2020-04-28 | Methods of generating data on the orientation of the object and the navigation system of the aircraft for their implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2745083C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2787646C1 (en) * | 2022-05-27 | 2023-01-11 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Method for measuring roll and pitch angles of an aircraft |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2130588C1 (en) * | 1998-04-23 | 1999-05-20 | Открытое акционерное общество "Чебоксарский приборостроительный завод "ЭЛАРА" | Method of measuring magnetic heading of mobile object |
| US7418364B1 (en) * | 1998-06-05 | 2008-08-26 | Crossbow Technology, Inc. | Dynamic attitude measurement method and apparatus |
| RU2348011C1 (en) * | 2007-07-02 | 2009-02-27 | ФГУП Государственный научно-исследовательский навигационно-гидрографический институт Минобороны России | Navigation system |
| RU2643201C2 (en) * | 2016-05-11 | 2018-01-31 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Strap down inertial attitude-and-heading reference |
-
2020
- 2020-04-28 RU RU2020116286A patent/RU2745083C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2130588C1 (en) * | 1998-04-23 | 1999-05-20 | Открытое акционерное общество "Чебоксарский приборостроительный завод "ЭЛАРА" | Method of measuring magnetic heading of mobile object |
| US7418364B1 (en) * | 1998-06-05 | 2008-08-26 | Crossbow Technology, Inc. | Dynamic attitude measurement method and apparatus |
| RU2348011C1 (en) * | 2007-07-02 | 2009-02-27 | ФГУП Государственный научно-исследовательский навигационно-гидрографический институт Минобороны России | Navigation system |
| RU2643201C2 (en) * | 2016-05-11 | 2018-01-31 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Strap down inertial attitude-and-heading reference |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2796328C1 (en) * | 2022-02-03 | 2023-05-22 | Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") | Platformless ins orientation angles correction method |
| RU2787646C1 (en) * | 2022-05-27 | 2023-01-11 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Method for measuring roll and pitch angles of an aircraft |
| RU2787971C1 (en) * | 2022-06-14 | 2023-01-13 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) | Method for autonomous orientation of objects in near-earth space |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Groves | Navigation using inertial sensors [Tutorial] | |
| CN106017507B (en) | A kind of used group quick calibrating method of the optical fiber of precision low used in | |
| US4254465A (en) | Strap-down attitude and heading reference system | |
| US3509765A (en) | Inertial navigation system | |
| Gura et al. | Application of inertial measuring unit in air navigation for ALS and DAP | |
| CN201955092U (en) | Platform type inertial navigation device based on geomagnetic assistance | |
| EP2909579A1 (en) | Surveying system and method | |
| CN111189442B (en) | CEPF-based unmanned aerial vehicle multi-source navigation information state prediction method | |
| CN110285815B (en) | Micro-nano satellite multi-source information attitude determination method capable of being applied in whole orbit | |
| CN112325886B (en) | Spacecraft autonomous attitude determination system based on combination of gravity gradiometer and gyroscope | |
| CN104698485A (en) | BD, GPS and MEMS based integrated navigation system and method | |
| Leutenegger et al. | A low-cost and fail-safe inertial navigation system for airplanes | |
| CN104833375B (en) | A kind of IMU Two position methods by star sensor | |
| CN110849360A (en) | Distributed relative navigation method for multi-machine cooperative formation flight | |
| Al-Jlailaty et al. | Efficient attitude estimators: A tutorial and survey | |
| CN114111771A (en) | Dynamic attitude measurement method of double-shaft stable platform | |
| CN111141285B (en) | Aviation gravity measuring device | |
| RU2745083C1 (en) | Methods of generating data on the orientation of the object and the navigation system of the aircraft for their implementation | |
| Xue et al. | MEMS-based multi-sensor integrated attitude estimation technology for MAV applications | |
| Du et al. | A low-cost attitude estimation system for UAV application | |
| Tripathi et al. | Design considerations of orientation estimation system | |
| Krasnov et al. | Gyro stabilization system of a gravimeter | |
| Bijker | Development of an attitude heading reference system for an airship | |
| Kaniewski | Closed-loop INS/TACAN/ALT positioning system | |
| Ebrahim et al. | Initial alignment of strap-down inertial navigation system on stationary base for high-speed flying vehicle |