СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ КУРСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2002 года по МПК G01C23/00 

Изобретение относится к области авиационного приборостроения.

Курс относится к основным навигационным параметрам, измеряемым на борту самолетов и вертолетов.

На борту современных летательных аппаратов (ЛА) для измерения курса, а также параметров крена и тангажа широкое применение нашли системы на основе гироскопических устройств - курсовые системы (КС), гировертикали (ГВ), курсовертикали (KB) и инерциальные навигационные системы (ИНС). Описание некоторых из них приведено в книге "Аппаратура измерения курса и вертикали на воздушных судах гражданской авиации". М. : Машиностроение, 1989.

КС, как правило, имеют в своем составе гироскопический датчик курса.

С помощью гироскопических датчиков в составе ГВ измеряют углы крена и тангажа.

С помощью гироскопических датчиков в составе KB и ИНС, которые могут быть платформенного или бесплатформенного типа, измеряют одновременно углы курса, крена и тангажа.

Измерение курса, крена и тангажа с помощью гироскопических датчиков базируется на свойстве гироскопов или их аналогов сохранять неизменную ориентацию в пространстве или измерять угловую скорость изменения соответствующих параметров.

Системы для измерения курса, а также крена и тангажа относятся к основным навигационным средствам на борту самолетов и вертолетов. От качества и надежности их работы во многом зависит эффективность применения этих ЛА. Поэтому в составе бортового оборудования ЛА всегда присутствуют в какой-либо комбинации системы измерения курса и крена, тангажа. Например, это могут быть одновременно КС и ГВ или KB, или ИНС.

В силу важности параметра курса, в составе бортового оборудования ЛА, как правило, осуществляют дублирование канала его измерения. Например, как показано в вышеупомянутой книге "Аппаратура измерения курса и вертикали на воздушных судах гражданской авиации" на стр. 246 в составе бортового оборудования самолета Ил-86 установлено три комплекта инерциальной курсовертикали ИКВ-72.

Однако в силу массогабаритных и экономических ограничений, в составе бортового оборудования многих ЛА не всегда представляется возможным осуществить дублирование канала измерения курса. Поэтому отказ канала измерения курса на таких ЛА приводит к существенному снижению эффективности применения ЛА.

Повышение надежности определения курса может быть осуществлено путем резервирования курсового канала за счет обработки сигналов от датчиков угловой скорости (ДУС), которые устанавливают на борту ЛА для решения других задач, например для использования в контуре автоматического управления ЛА.

В книге П. В. Бромберга "Теория инерциальных систем навигации". - М. : Наука, 1979 в разделе 5.4.1 приведено описание способа определения углов курса, крена и тангажа по измеренным составляющим вектора угловой скорости ЛА. Различные варианты этого способа реализуются в составе бесплатформенных KB и ИНС. Этот же способ, но с учетом грубости ДУС из состава контура автоматического управления ЛА может быть использован при определении параметра резервного курса.

Таким образом на борту ЛА в составе КС и платформенных KB и ИНС реализуется способ измерения курса ЛА с помощью гироскопических устройств, сохраняющих неизменную ориентацию в пространстве, а в составе бесплатформенных KB и ИНС реализуется способ измерения курса ЛА с помощью гироскопических устройств, обеспечивающих измерение составляющих вектора угловой скорости по строительным осям ЛА.

В настоящее время в составе бортового оборудования ЛА широкое применение нашли спутниковые навигационные системы (СНС), обеспечивающие высокоточное измерение вектора скорости ЛА в географической системе координат.

По данным от СНС о составляющих вектора скорости ЛА в географической системе координат V_N и V_E может быть определено направление вектора путевой скорости ЛА относительно географического меридиана (путевой угол) (см. фиг. 1).

Данный угол в определенных условиях или отказе гироскопических датчиков также может быть использован в качестве параметра курса.

Данный угол используется в "Комплексной навигационной системе" по патенту RU 2077028 С1, 10.04.1997 для выставки ИНС по курсу в процессе разгона ЛА по взлетно-посадочной полосе.

Одновременную комбинацию указанных способов, как наиболее близкую по технической сущности к предлагаемому способу, будем считать способом-прототипом.

Данный способ измерения курса ЛА основан на измерениях с помощью гироскопических устройств, углов курса, крена, тангажа, измерениях составляющих вектора угловой скорости по строительным осям ЛА, по которым в функции крена и тангажа определяют и интегрируют угловую скорость изменения курса, а также измерениях с помощью СНС, составляющих вектора путевой скорости ЛА по осям географической системы координат, которые используют для определения путевого угла ЛА.

Основным недостатком способа-прототипа является малая точность определения курса ЛА.

Гироскопические датчики курса из состава КС, KB и ИНС, как правило, не достаточно точны и имеют увеличивающуюся погрешность.

Датчики угловой скорости, как правило, имеют повышенные погрешности и курс, полученный интегрированием скорости изменения курса, будет очень грубым
Путевой угол, полученный по данным от СНС, с достаточной степенью точностью характеризует курс ЛА только при относительно больших скоростях и при отсутствии сноса.

Предлагаемый способ измерения курса позволяет обеспечить повышение точности определения курсовых параметров ЛА.

На многих ЛА, особенно на вертолетах, по-прежнему широко применяются доплеровские измерители скорости (ДИС), обеспечивающие высокоточное измерение составляющих вектора скорости ЛА в связанной системе координат.

По данным от ДИС о составляющих вектора скорости ЛА в связанной самолетной системе координат V_X, V_Y и V_Z, а также параметрах крена и тангажа может быть определено направление вектора путевой скорости ЛА относительно проекции продольной оси ЛА на горизонтальную плоскость (угол сноса).

Учет угла сноса в сигнале путевого угла от СНС позволяет определить точное значение курса.

Разность между углами направления вектора путевой скорости ЛА относительно географического меридиана и проекции продольной оси ЛА на горизонтальную плоскость и есть географический курс ЛА (см. фиг. 2).

Таким образом, при одновременном наличии на борту ЛА исправных СНС и ДИС, их сигналы о скорости ЛА могут быть использованы для определения курса ЛА. Этот курс при отказе гироскопических датчиков может быть использован в качестве самостоятельного параметра курса.

Однако и СНС и ДИС являются радиотехническими устройствами, которые подвержены помехам, имеют перерывы в своей работе и имеют повышенные погрешности на маневренных участках полета. Поэтому курс, полученный с использованием сигналов СНС и ДИС, будет иметь прерывистый характер и включать в свой состав высокочастотную погрешность.

В тоже время сигналы курса от систем, включающих в свой состав гироскопические датчики и полученные интегрированием скорости изменения курса, имеют непрерывный характер и включают в свой состав низкочастотную погрешность.

Поэтому с учетом свойств сигнала курса, полученного по сигналам от СНС и ДИС, он прежде всего должен использоваться для коррекции курса, полученного на основе сигналов от гироскопических датчиков.

Таким образом, технический результат в части повышения точности измерения курса и соответственно повышения эффективности самолетовождения обеспечивается введением в способ измерения курса операций измерения с помощью ДИС, составляющих вектора путевой скорости в связанной системе координат, определения по сигналам от ДИС и параметрам крена, тангажа, угла ориентации вектора путевой скорости относительно горизонтированной продольной оси ЛА и определения разностного сигнала между путевым углом по данным от СНС и углом ориентации вектора путевой скорости, который используют либо для коррекции сигналов курса, полученных прямым измерением и интегрированием угловой скорости изменения курса, либо в качестве сигнала курса при отказе других систем измерения курса.

Фиг. 1 и 2 иллюстрируют предлагаемый способ измерения курса.

Курс ЛА ψ_ГЛА измеряют с помощью КС, KB или ИНС.

Параметры углового положения ЛА относительно земной поверхности (крен γ, тангаж υ) измеряют с помощью ГВ, KB или ИНС.

Составляющие вектора угловой скорости ЛА ω_X, ω_Y, ω_Z в связанной системе координат измеряют с помощью ДУС.

На основе сигналов ω_X, ω_Y, ω_Z и γ,υ определяют угловую скорость изменения курса ЛА ω_ψ в соответствии с соотношением:
ω_ψ = (ω_Y•cosγ-ω_Z•sinγ)/cosυ-U•sinϕ+V_E•tgϕ.
где U= 15,041^o/ч - угловая скорость вращения Земли, ϕ - географическая широта местоположения ЛА, задаваемая извне или измеренная с помощью СНС.

Интегрируя сигнал ω_ψ, определяют курс ЛА ψ_ИЛА:
ψ_ИЛА= ψ₀+∫ω_ψdt.
Начальное состояние интеграла ψ₀ задается в подготовке:
ψ₀= ψ_ГЛА.
Составляющие вектора путевой скорости ЛА в географической системе координат V_N и V_E измеряют с помощью СНС.

По сигналам V_N и V_E определяют направление вектора путевой скорости ЛА относительно географического меридиана ψ_СНС(путевой угол ЛА) в соответствии с соотношением:
ψ_СНС= arctg(V_E/V_N)/.

Составляющие вектора путевой скорости ЛА в связанной самолетной системе координат V_X, V_Y и V_Z измеряют с помощью ДИС.

По сигналам V_X, V_Y, V_Z и γ,υ определяют направление вектора путевой скорости ЛА относительно проекции продольной оси ЛА на горизонтальную плоскость ψ_ДИС(угол сноса ЛА) в соответствии с соотношениями:
ψ_ДИС= arctg(V_ZГ/V_XГ),
V_XГ= V_X•cosϑ-V_Y•cosγ•sinϑ+V_Z•sinϑ•sinγ;
V_ZГ= V_Y•sinγ-V_Z•cosγ.
На основе сигналов ψ_СНС и ψ_ДИС определяют курс ЛА ψ_РИ - разность сигналов ψ_СНС и ψ_ДИС:
ψ_РИ= ψ_СНС-ψ_ДИС.
Данный сигнал может быть использован в качестве самостоятельного сигнала курса ЛА.

Для проведения коррекции курса, с помощью сигнала ψ_РИ осуществляют измерение погрешности в сигналах курса ψ_ГЛА и ψ_ИЛА:
ΔψиГЛА

= ψ_ГЛА-ψ_РИ;
ΔψиИЛА= ψ_ИЛА-ψ_РИ.
Как правило, погрешности по курсу Δψ_ГЛА и Δψ_ИЛА с достаточной степенью точности описываются соотношениями:
Δψ_ГЛА= Δψ₀+Δω_Гψ•t.
Δψ_ИА = Δψ₀+Δω_Иψ•t.
где Δψ₀(погрешность начальной выставки), Δψ_Гψ/ (дрейф курсового гироскопа) - постоянные величины случайного характера, Δω_Иψ - погрешность датчиков угловой скорости по определению угловой скорости курса, t - время.

Как правило, погрешности датчиков угловой скорости с достаточной степенью точности, описываются соотношением:
Δω = Δω₀+K•ω.
где Δω₀(постоянная составляющая дрейфа соответствующего датчика) и К - постоянные величины случайного характера, ω - составляющая угловой скорости по соответствующей оси.

Оценка погрешностей определения курса δψ_ГЛА и δψ_ИЛА может быть осуществлена с использованием любого из известных методов оптимального оценивания случайных сигналов. Например, может быть использован метод оптимальной фильтрации Калмана. Описание этого метода приведено в книгах Бабич О. А. Обработка информации в навигационных комплексах. - М. : Машиностроение, 1991, Ривкин С. С. и др. Статистическая оптимизация навигационных систем. - Л. : Судостроение, 1976 и др.

Оценки погрешностей определения курса δψ_ГЛА и δψ_ИЛА компенсируют в сигналах курса ψ_ГЛА и ψ_ИЛА:
ψиГЛА

= ψ_ГЛА-δψ_ГЛА;
ψиИЛА= ψ_ИЛА-δψ_ИЛА.
Сигналы курса ψ_ГЛА, ψ_ИЛА, ψиГЛА, ψиИЛА, ψ_РИ и ψ_СНС являются результирующими сигналами способа.

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.

Изобретение предназначено для реализации в комплексах навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). В способ измерения курса ЛА, основанный на операциях измерения с помощью гироскопических устройств углов курса, крена, тангажа, составляющих вектора угловой скорости, определения и интегрирования угловой скорости курса, измерения с помощью спутниковой навигационной системы составляющих вектора путевой скорости в географической системе координат и определения путевого угла ЛА, дополнительно введены операции измерения с помощью доплеровского измерителя составляющих вектора путевой скорости в связанной системе координат, определения угла сноса, компенсации в путевом угле угла сноса и использования полученного сигнала либо для коррекции измеренного курса и курса, полученного интегрированием угловой скорости курса, либо непосредственно в качестве сигнала курса при отказе других систем измерения курса. Введение дополнительных операций обеспечивает повышение точности определения курса на борту ЛА. 2 ил.

Способ измерения курса летательного аппарата (ЛА), основанный на измерениях с помощью гироскопических устройств углов курса, крена, тангажа, измерениях составляющих вектора угловой скорости по строительным осям ЛА, по которым в функции крена и тангажа определяют и затем интегрируют угловую скорость изменения курса, измерениях с помощью спутниковой навигационной системы составляющих вектора путевой скорости ЛА по осям географической системы координат, которые используют для определения угла ориентации вектора путевой скорости ЛА относительно географического меридиана, отличающийся тем, что дополнительно измеряют с помощью доплеровского измерителя скорости составляющие вектора путевой скорости в связанной системе координат, по ним и по углам крена и тангажа определяют угол ориентации вектора путевой скорости относительно горизонтированной продольной оси ЛА, полученный сигнал компенсируют в угле ориентации вектора путевой скорости относительно географического меридиана, а затем разностный сигнал используют либо для коррекции сигналов курса, полученных прямым измерением и интегрированием угловой скорости изменения курса, либо непосредственно в качестве сигнала курса при отказе других систем измерения курса.