Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано при проектировании курсовых каналов в навигационных и пилотажно-навигационных комплексах самолетов гражданской и военной авиации.
Известна комплексная курсовая система, например ТКС-П, содержащая датчик магнитного курса ДМК (ИД-6 совместно с КМ-5), гироскопический датчик направления полета ГДН (ГА-3), пульт управления ПУ (ПУ-11), указатели курса УК (УШ-3, КУШ-1). Подробное описание работы этой системы дано в [1]
В указанной курсовой системе ТКС-П в гироскопических датчиках направления ГДН со временем накапливается ошибка по курсу, поэтому текущий курс периодически корректируется по магнитному курсу от датчика ДМК.
Однако при коррекции курса от ДМК необходим учет изменений магнитного склонения (особенно над районами с магнитными аномалиями). Кроме того, полеты по магнитному курсу в северных широтах вообще в ряде случаев невозможны из-за существенного уменьшения величины горизонтальной составляющей вектора магнитного поля Земли (в районах, прилегающих к магнитному полюсу).
Целью изобретения является повышение достоверности определения курса при длительных полетах в комплексной курсовой системе путем проведения коррекции текущего курса ЛА по информации от спутниковой навигационной системы (СНС), датчиков углов атаки α и скольжения b (ДУАС) и гироскопического датчика углов крена и тангажа самолета (ГВ).
Предлагаемое устройство может работать и автономно (без ГДН) при наличии постоянной связи СНС с соответствующим "созвездием" навигационных спутников.
Цель достигается тем, что в комплексную курсовую систему, содержащую гироскопический датчик направления и датчик магнитного курса, причем выход датчика магнитного курса соединен с вторым входом гироскопического датчика направления, введены первый, второй, третий, четвертый косинусные преобразователи; первый, второй, третий, четвертый синусные преобразователи, первый, второй, третий сумматоры, первый, второй, третий, четвертый, пятый умножители, делитель, арктангенсный преобразователь, ключ, инвертор, датчик углов атаки и скольжения, спутниковая навигационная система, датчик сигнала обжатия шасси, гироскопический датчик вертикали, причем первый выход гироскопического датчика вертикали соединен с входами второго косинусного и второго синусного преобразователей, второй выход гироскопического датчика вертикали соединен с входами первых косинусного и синусного преобразователей, первый выход датчика угла атаки и скольжения соединен с входами третьего косинусного и третьего синусного преобразователей, второй выход датчика угла атаки и скольжения соединен с входами четвертых косинусного и синусного преобразователей. Выход первого косинусного преобразователя соединен с третьим входом первого умножителя, выход первого синусного преобразователя соединен с третьим входом второго умножителя и вторым входом третьего умножителя, выход второго косинусного преобразователя соединен с четвертым входом второго умножителя и вторым входом четвертого умножителя, выход второго синусного преобразователя соединен с третьими входами третьего и пятого умножителей, выход третьего косинусного преобразователя соединен с первым входом первого умножителя, выход третьего синусного преобразователя соединен с первыми входами второго и пятого умножителей, выход четвертого косинусного преобразователя соединен с вторыми входами первого, второго и пятого умножителей, выход четвертого синусного преобразователя соединен с первыми входами третьего и четвертого умножителей, выходы первого, второго и третьего умножителей соединены с первым, вторым и третьим входами первого сумматора соответственно, выход четвертого умножителя соединен с первым входом второго сумматора, выход пятого умножителя соединен через инвертор с вторым входом второго сумматора, выходы первого и второго сумматоров соединены с первым и вторым входами делителя, выход делителя через арктангенсный преобразователь соединен с вторым входом третьего сумматора, первый выход спутниковой навигационной системы соединен через третий сумматор с первым входом ключа, второй выход спутниковой навигационной системы соединен с третьими входами ключа и гироскопического датчика направления, датчик сигнала обжатия шасси соединен с вторым входом ключа, выход ключа соединен с первым входом гироскопического датчика направления и является выходом системы.
Достижение поставленной цели действительно возможно, т.к. ввод в комплексную курсовую систему спуниковой навигационной системы, определяющей фактический путевой угол ФПУ, датчика углов атаки a и скольжения b, датчика сигнала, обжатие шасси, гироскопического датчика вертикали (g, ν), трех сумматоров, четырех синусных и четырех косинусных преобразователей, пяти умножителей делителя, инвертора и арктангенсного преобразователя с их связями позволяет вычислять (на основе углов атаки a, скольжения b, крена g и тангажа n) угол сноса самолета УС. Суммируя далее ФПУ от СНС и угол сноса УС, получаем на всех широтах текущий истинный курс j и самолета. (В предлагаемом устройстве вместо гироскопических блоков направления и вертикали может быть использована информация от курсовертикали, от инерционной курсовертикали или от инерционной навигационной системы, формирующих текуший курс, крен и тангаж самолета).
На фиг. 1 представлена функциональная блок-схема комплексной курсовой системы; на фиг. 2, 3 системы координат и схемы пересчета углов a, β, γ, ν в угол сноса и расчета с учетом ФПУ истинного курса самолета; на фиг. 4 один из возможных вариантов реализации ключа (блока 10), например на 2 электромеханических реле Р1, Р2.
Предлагаемая комплексная курсовая система содержит (см. фиг. 1): первый, второй, третий, четвертый косинусные преобразователи СОS1, COS2, COS3, COS4
блоки 2, 4, 22, 24 соответственно; первый, второй, третий, четвертый синусные преобразователи Sin1, Sin2, Sin3, Sin4 блоки 3, 5, 23, 25 соответственно; первый, второй, третий, четвертый, пятый умножители УМН1, УМН2, УМН3, УМН4, УМН5 блоки 8, 12, 17, 13, 18 соответственно; первый, второй, третий сумматоры СУМ1, СУМ2, СУМ3 блоки 11, 20, 16 соответственно; датчик магнитного курса ДМК блок 6, гироскопические датчики вертикали и направления ГДВ и ГДН блоки 1, 7 соответственно; датчик угла атаки и скольжения ДУАС - блок 26, датчик сигнала обжатия шасси ДСОШ блок 9, ключ Кл блок 10, делитель Дел блок 14, арктангенсный преобразователь Arctg блок 15, инвертор Инв блок 19. Выход ключа является выходом системы.
На фиг. 2а представлен вектор набегающего потока воздуха 
в самолетной системе координат ХYZ в соотношении с углами атаки α и скольжения b; на фиг. 2б горизонтированная система координат ХгYгZг, полученная последовательным поворотом самолетной системы координат XYZ на углы тангажа nи и крена γ; на фиг. 3а схема соотношений горизонтальных составляющих V
набегающего воздушного потока скорости 
и угла сноса УС самолета (угол сноса УС самолета отсчитывается от горизонтальной оси Хг до вектора 
, положительное направление отсчета УС против часовой стрелки); на фиг. 3б схема соотношений в горизонтальной плоскости скорости 
, угла снова УС, фактического путевого угла ФПУ, истинного курса ψи в осях Хг, Zг и в направлениях по местному меридиану N и параллели S.
Устройство работает следующим образом.
С второго и первого выходов гироскопического датчика вертикали ГДВ на входы первого косинусного и первого синусного преобразователей поступает значение тангажа ν самолета, а на входы второго косинусного и второго синусного преобразователей поступает значение крена g самолета. С первого и второго выходов ДУАС на входы третьего косинусного и третьего синусного преобразователей поступает значение угла атаки a самолета, а на входы четвертого косинусного и четвертого синусного преобразователей значение угла скольжения b самолета.
Значение cosν с выхода первого косинусного преобразователя поступает на третий вход первого умножителя; значение sinν с выхода первого синусного преобразователя поступает на третий вход второго умножителя и второй вход третьего умножителя; значение cosγ с выхода второго косинусного преобразователя поступает на четвертый вход второго умножителя и второй вход четвертого умножителя; значение sinγ с выхода второго синусного преобразователя поступает на третьи входы третьего и пятого умножителей; значение cosα с выхода третьего косинусного преобразователя поступает на первый вход первого умножителя; значение sinα с выхода третьего синусного преобразователя поступает на первые входы второго и пятого умножителей; значение cosβ с выхода четвертого косинусного преобразователя поступает на вторые входы первого, второго и пятого умножителей; значение sinβ с выхода четвертого синусного преобразователя поступает на первые входы третьего и четвертого умножителей. На выходе первого умножителя получается произведение
cosα, cosβ, cosγ,
которое поступает далее на первый вход первого сумматора;
на выходе второго умножителя получается произведение
sinα•cosβ•sinν•cosγ,
которое поступает далее на второй вход первого сумматора;
на выходе третьего умножителя получается произведение
sinβ•sinν•sinγ,
которое поступает далее на третий вход первого сумматора.
Полученная в первом сумматоре сумма
поступает далее на первый вход делителя (блок 14).
На выходе четвертого умножителя получается произведение
sinβ•cosγ,,
которое поступает далее на первый вход второго сумматора;
на выходе пятого умножителя получается произведение
sinα•cosβ•sinγ,,
которое поступает далее через инвертор (масштабный блок с коэффициентом К -1) на второй вход второго сумматора.
Полученная во втором сумматоре алгебраическая сумма
sinβ•cosγ-sinα•cosβ•sinγ (2)
поступает далее на второй вход делителя (блока 14).
На выходе делителя (блок 14) получается частное В
,
которое поступает далее на вход арктангенсного преобразователя (блок 15).
Полученное в блоке 15 значение угла сноса
УС=arctgβ (4)
поступает далее на второй вход третьего сумматора.
На первый вход третьего сумматора с выхода СНС поступает значение фактического путевого угла ФПУ (см. фиг. 3а)
В третьем сумматоре осуществляется алгебраическое сложение ФПУ и УС, в результате на выходе блока 16 получается истинный курс самолета
ψи=ФПУ+УС (6)
Значения направляющих косинусов (1) и (2) проекций вектора 
истинной воздушной скорости на оси горизонтальной самолетной системы координат Хг, Zг (см. фиг. 3а) приведены в книге Селезнева В.П. Навигационные устройства, М. Машиностроение, 1974 г. с. 265 ф-лы (10.3). (В предлагаемом устройстве из этих формул исключен поворот на угол ψ. При вычислении величины В (3) значение V сокращается).
Вычисленное в блоке 16 значение (6) истинного курса ЛА поступает на первый вход ключа (блок 10). На второй вход ключа из блока 9 при нахождении ЛА на Земле (когда шасси обжато) поступает разовая команда "Шасси обжато". На третий вход ключа с второго выхода СНС поступает разовая команда "Коррекция СНС". При отсутствии в блоке 10 РК "Шасси обжато" (ЛА находится в полете и наличии РК "Коррекция СНС") вычисленный в блоке 16 истинный курс самолета проходит через ключ и поступает на первый вход гироскопического датчика направления ГДН и выход устройства.
В блок ГДН при наличии на первом входе jи и на третьем входе РК "Коррекция СНС" осуществляется коррекция текущего курса самолета. Оценим погрешность определения предлагаемым устройством значения истинного курса самолета. Инструментальная погрешность датчика аэродинамических углов (атаки и скольжения) ДАУ-85 при скорости полета (приборной), равной 135 км/ч, равна 0,45o. При этой скорости погрешность определения спутниковой навигационной системой фактического путевого угла самолета равна
Пусть погрешности определения крена и тангажа равны 0,5o. Принимая во внимание нормальность распределения погрешностей вышеуказанных составляющих, погрешность определения значения истинного курса равна
При повышении скорости полета погрешность (7) определения истинного курса самолета уменьшается. Погрешность (7) при этом не накапливается.
Работа блока 10 (Кл) осуществляется следующим образом (см. фиг. 4). На первый вход блока поступает истинный курс (6). На второй и третий входы блока поступают разовые команды "Шасси обжато" и "Коррекция СНС" соответственно. Блок реализован на двух электромеханических реле Р1, Р2; разовые команды подводятся уровнем +27 В.
При нахождении ЛА на земле контакты реле Р1 разовой командой "Шасси обжато" разомкнуты и ψи на выход ключа вне зависимости от наличия или отсутствия РК "Коррекция СНС" не пройдет.
При нахождении самолета в воздухе РК "Шасси обжато" отсутствует, при этом контакты реле Р1 замкнуты, при наличии РК "Коррекция СНС" контакты реле Р2 замыкаются и ψи подается на вход ГДН и выход устройства.
Введение в систему-прототип новых блоков: спутниковой навигационной системы, датчика углов атаки и скольжения, первого, второго, третьего, четвертого косинусных преобразователей; первого, второго, третьего, четвертого синусных преобразователей; первого, второго, третьего сумматоров; первого, второго, третьего, четвертого, пятого умножителя; арктангенсного преобразователя; ключа и инвертора с их связями выгодно отличает предлагаемую комплексную курсовую систему от прототипа, так как позволяет корректировать текущий курс гироскопического датчика направления и тем самым обеспечивает решение навигационных задач, связанных с использованием текущего курса самолета.
Использование: авиационное приборостроение, проектирование курсовых каналов навигационных и пилотажно-навигационных комплексов самолетов. Сущность изобретения: с целью повышения точности определения курса в курсовой системе с гироскопическим датчиком направления и датчиком магнитного курса осуществляют коррекцию курса по информации от спутниковой навигационной системы, датчиков углов атаки и скольжения и гироскопического датчика углов крена и тангажа. 4 ил.
Комплексная курсовая система, содержащая гироскопический датчик направления и датчик магнитного курса, причем выход датчика магнитного курса соединен с вторым входом гироскопического датчика направления, отличающаяся тем, что, с целью повышения достоверности определения курса при длительных полетах самолета путем проведения коррекций курса по информации от спутниковой навигационной системы, датчиков углов атаки и скольжения и гироскопического датчика углов крена и тангажа, в нее введены первый, второй, третий, четвертый косинусные преобразователи, первый, второй, третий, четвертый синусные преобразователи, первый, второй, третий сумматоры, первый, второй, третий, четвертый, пятый умножители, делитель, арктангенсный преобразователь, ключ, инвертор, датчик углов атаки и скольжения, спутниковая навигационная система, датчик сигнала обжатия шасси, гироскопический датчик вертикали, причем первый выход гироскопического датчика вертикали соединен с входами второго косинусного и второго синусного преобразователей, второй выход гироскопического датчика вертикали соединен с входами первых косинусного и синусного преобразователей, первый выход датчика угла атаки и скольжения соединен с входами третьего косинусного и третьего синусного преобразователей, второй выход датчика угла атаки и скольжения соединен с входами четвертых косинусного и синусного преобразователей, выход первого косинусного преобразователя соединен с третьим входом первого умножителя, выход первого синусного преобразователя соединен с третьим входом второго умножителя и вторым входом третьего умножителя, выход второго косинусного преобразователя соединен с четвертым входом второго умножителя и вторым входом четвертого умножителя, выход второго синусного преобразователя соединен с третьими входами третьего и пятого умножителей, выход третьего косинусного преобразователя соединен с первым входом первого умножителя, выход третьего синусного преобразователя соединен с первыми входами второго и пятого умножителей, выход четвертого косинусного преобразователя соединен с вторыми входами первого, второго и пятого умножителей, выход четвертого синусного преобразователя соединен с первыми входами третьего и четвертого умножителей, выходы первого, второго и третьего умножителей соединены с первым, вторым и третьим входами первого сумматора, соответственно, выход четвертого умножителя соединен с первым входом второго сумматора, выход пятого умножителя соединен через инвертор с вторым входом второго сумматора, выходы первого и второго сумматоров соединены с первым и вторым входами делителя, выход делителя через арктангенсный преобразователь соединен с вторым входом третьего сумматора, первый выход спутниковой навигационной системы соединен через третий сумматор с первым входом ключа, второй выход спутниковой навигационной системы соединен с третьими входами ключа и гироскопического датчика направления, датчик сигнала обжатия шасси соединен с вторым входом ключа, выход ключа соединен с первым входом гироскопического датчика направления и является выходом системы.
| Аппаратура измерения курса и вертикалли на воздушных судах гражданской авиации | |||
| /Под ред | |||
| П.А.Иванова | |||
| - М.: Машиностроение, 1989. |
