СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ И УГЛОВ ОТКЛОНЕНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ВЕДУЩЕГО САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2009 года по МПК G01S17/46 

Изобретение относится к межсамолетной навигации и может быть использовано для автоматического управления полетов строем.

Известен способ определения ориентации подвижного объекта по координатам реперных источников (РИ), включающий определение сигналов, соответствующих положению изображения РИ в плоскости фотодетектора, определение углов пеленгов каждого РИ по полученным сигналам с учетом фокусного расстояния объектива и определение координат РИ по данным углов-пеленгов с учетом расстояния между точками [1].

Этот способ реализован в устройстве, содержащем реперные источники на подвижном объекте, а на неподвижном - два фотоприемных оптико-локационных блока и блок определения координат РИ и ориентации подвижного объекта [2].

Недостатком описанного аналога является применение прецизионного механического сканирования, наличие реперных источников с известным расположением на подвижном объекте.

Известны наиболее близкие к заявляемому изобретению способ и устройство, описанные в патенте РФ №2275652 и относящиеся к системам дистанционного определения ориентации подвижных объектов. Способ основан на определении углов-пеленгов, координат реперных источников с помощью двух оптико-локационных блоков, каждый из которых содержит сканирующее зеркало, объектив и фотоприемник, и по полученным значениям определении ориентации подвижного объекта [3]. Повышение точности измерения координат источников излучения достигается за счет учета изменения расстояния между оптико-локационными блоками.

Устройство, реализующее этот способ, оснащено двумя оптико-локационными блоками, соединенными с блоком определения углов-пеленгов источников излучения, соединенным с блоком определения координат источников излучения, и блоком определения смещения точек отсчета углов-пеленгов, которые представляют собой вычислительные устройства, блок ввода и хранения данных расстояния между оптико-локационными блоками и сумматор.

Недостатком этого устройства является значительный вес и стоимость из-за применения прецизионного механического сканирования, наличие реперных источников с известным расположением на подвижном объекте, низкая информативность, поскольку параметры, измеряемые такой системой, не позволяют реализовать качественное управление ведомым самолетом в автоматическом режиме.

Технической задачей изобретения является дистанционное измерение параметров пространственного и углового положения ведущего самолета относительно ведомого, а также угловых отклонений управляющих поверхностей от их нейтральных положений ведущего самолета, что позволяет реализовать упреждающее управление ведомого самолета, тем самым повысить точность следования ведомого самолета за ведущим.

Сущность изобретения состоит в том, что в способе определения координат и углов отклонения управляющих поверхностей ведущего самолета, основанном на определении углов-пеленгов источников излучений, осуществляют обработку изображений ведущего самолета, а именно определяют углы-пеленги изображений трех ее идентичных точек, выбранных на монолитной конструкции планера, а также углы-пеленги изображений одной идентичной точки на изображении каждой управляющей поверхности на первой и второй фоточувствительных матрицах, вычисляют координаты идентичных точек относительно ведомого самолета, вычисляют корни системы нелинейных уравнений, определяя при этом углы ориентации ведущего самолета относительно ведомого, вычисляют координаты положения ведущего самолета относительно ведомого, вычисляют углы отклонений управляющих поверхностей ведущего самолета.

Заявляемый способ осуществляется при помощи устройства для определения координат и углов отклонения управляющих поверхностей, включающего расположенные на ведомом самолете два разнесенных оптико-локационных блока, содержащих фотообъектив и фоточувствительное устройство, расположенное в фокальной плоскости, и вычислитель, фоточувствительное устройство представляет собой фоточувствительную матрицу, а вычислитель содержит модуль программной обработки изображений ведущего самолета, модуль вычисления углов ориентации ведущего самолета, модуль вычисления координат местоположения ведущего самолета и модуль вычисления углов отклонения органов управления ведущего самолета, при этом модуль 8 программной обработки изображений ведущего самолета, где определяют углы-пеленги идентичных точек, своим входом связан с выходами первой 5 и второй 7 фоточувствительных матриц, а своим выходом связан с входом модуля 9 вычисления углов ориентации ведущего самолета, где вычисляют корни системы нелинейных уравнений, выход которого в свою очередь связан с входом модуля 10 вычисления координат местоположения ведущего самолета, где вычисляют координаты местоположения ведущего самолета относительно ведомого, своим выходом связанного с входом модуля 11 вычисления углов отклонения органов управления ведущего самолета.

Существенными отличительными признаками от прототипа по способу является следующая совокупность действий:

определение координат изображений идентичных точек на первой и второй фоточувствительных матрицах;

вычисление углов ориентации ведущего самолета относительно ведомого;

вычисление координат положения ведущего самолета относительно ведомого;

вычисление углов отклонения управляющих поверхностей ведущего самолета.

По устройству, наличие следующих элементов:

фоточувствительная матрица;

модуль программной обработки изображения ведущего самолета;

модуль вычисления углов ориентации ведущего самолета;

модуль вычисления координат местоположения ведущего самолета;

модуль вычисления углов отклонения органов управления ведущего самолета.

На фиг.1 показано расположение трех идентичных точек на ведущем самолете и система координат O′X′Y′Z′, связанная с ним, а также система координат OXYZ, связанная с ведомым самолетом, и разнесенные оптико-локационные блоки с их элементами, фотообъективом и фоточувствительной матрицей, установленные на ведомом самолете, в процессе определения углов ориентации и местоположения ведущего самолета, а также углов отклонения органов управления ведущего самолета (фиг.2), на фиг.3 - структурная схема устройства, реализующего предлагаемый способ.

Способ реализуется следующим образом. Прямоугольная система координат OXYZ, связанная с ведомым самолетом (фиг.1), ось OX - параллельна продольной оси самолета, ось OY - параллельна вертикальной оси, OZ - параллельна поперечной оси. Фоточувствительные матрицы, размещенные в фокальной плоскости своих объективов, находятся в плоскости координат OYZ, причем их центры лежат на оси OZ симметрично относительно начала координат О. Оптические оси обоих объективов параллельны оси ОХ и проходят через центры своих фоточувствительных матриц. Система координат O′X′Y′Z′ связана с ведущим самолетом, где ось O′Х′ направлена по продольной оси самолета, ось O′Y′ направлена вверх по вертикальной оси самолета, а ось O′Z′ - поперечная ось самолета. В этой системе координат рассматриваются три точки А, В, С, связанные с окончаниями элементов конструкции, причем важно, чтобы эти точки не перекрывались другими элементами при любых взаимных положениях самолетов.

Для перехода от системы координат OXYZ к O′X′Y′Z′ используется соотношение:

где X₀, Y₀, Z₀ - координаты точки O′ в системе координат OXYZ;

X, Y, Z - координаты произвольного вектора (точки) в системе координат OXYZ;

X′, Y′, Z′ - координаты этого же произвольного вектора (точки) в системе координат O′X′Y′Z′;

А - матрица направляющих косинусов, имеющая следующий вид,

где a, b, c - углы разворотов системы O′X′Y′Z′ относительно OXYZ в последовательности OX, OY, OZ соответственно.

Посредством двух фотоматриц, расположенных в фокальных плоскостях объективов, связанных с вычислителем, определяются координаты идентичных точек А, В, С, для этого используются следующие соотношения:

. ,

где Y_i1, Z_i1, Y_i2, Z_i2 - координаты изображений точек A (i=1), В (i=2), С (i=3), на первой и второй фотоматрицах соответственно.

Запишем вектора ОА, OB, ОС

, ,

или в матричном виде

где A_X', A_Y', A_Z' - координаты точки А в системе координат O′X′Y′Z′;

B_X', B_Y', B_Z' - координаты точки В в системе координат O′X′Y′Z′;

C_X', C_Y', C_Z' - координаты точки С в системе координат O′X′Y′Z′.

Вычтем из первого равенства второе, получим

В этой системе уравнений неизвестными являются коэффициенты матрицы А, которые выражаются через тригонометрические функции углов a, b, с, следовательно система уравнений является нелинейной. Численное ее решение, например, методом простых итераций позволяет найти значения корней системы уравнений a, b, с.

Тогда из третьего уравнения можно найти численные значения координат Х₀, Y₀, Z₀, которые совместно с величинами a, b, с определяют положение ведущего самолета относительно ведомого.

Второй задачей, на пути формирования законов управления ведомым самолетом, является определение отклонений органов управления ведущего самолета. Для формализации постановки этой задачи рассмотрим произвольно расположенную в системе координат O′X′Y′Z′, связанную с ведущим самолетом, ось вращения управляющей поверхности MN (стабилизатор, элерон и т.д.). Допустим, что на управляющей поверхности имеется идентичная точка с начальными координатами (, , ), этим координатам соответствует угол отклонения управляющей поверхности ϕ=0. Расстояние от точки G до оси вращения MG`=R.

Посредством системы технического зрения, установленной на ведомом самолете, непрерывно определяются координаты как идентичных точек А, В, С, так и точки G` (фиг.2). Для нового положения точки G^' можно записать

O`G``-O`G`=G``G`,

тогда длина вектора G``G` выразится, следующим образом:

что позволяет определить длину вектора G``G`, а при известной величине радиуса R - угол поворота ϕ.

Координаты текущего положения идентичной точки G^' в системе O′X′Y′Z′ определим, используя соотношение (1)

,

где координаты идентичной точки G (G_x, G_y, G_z) в системе координат OXYZ измеряются посредством системы технического зрения.

Теперь стороны треугольника MG``G` известны, поэтому угол ϕ определим

.

Устройство содержит совокупность лазерных маяков, включающую лазеры, модуль приемника излучений лазеров, содержащий объектив и фотоматрицу, вычислитель, включающий модуль программной обработки изображения и модуль вычисления координат.

Устройство работает следующим образом.

Излучение лазеров модуля лазерных маяков регистрируется модулем приемника излучений лазеров с помощью объектива, формирующего на фотоматрице изображение ВПП, и трех лазеров, в модуле программной обработки изображения, где осуществляется поочередное сравнение величин R, G, В кодов пикселей фотоматрицы с их значениями, соответствующими изображению лазера маяка, определяются коды координат изображений лазерных маяков, которые используются для вычисления в модуле вычисления координат ЛА его местоположения относительно ВПП - высоты , дальности , бокового отклонения и углов ориентации - рыскания ψ, крена γ и тангажа υ путем решения системы уравнений (1), полученной в предлагаемом способе определения местоположения относительно ВПП и углов ориентации летательного аппарата.

Указанное утверждение в отношении повышения точности определения перечисленных параметров достигается за счет использования прецизионных датчиков информации, автоматизации процессов съема и обработки информации.

Источники информации

1. Техническое зрение роботов./ Под общ. ред. Ю.Г.Якушенкова. - М.: Машиностроение, 1990. - С.168.

2. Патент GB на изобретение №2002986 А, опубл. 28.02.1979.

3. Патент РФ на изобретение №2275652 С2, G01S 5/16, опубл. 27.04.2006, бюл. №12 (прототип).

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для автоматизации полетов строем. Технический результат - расширение функциональных возможностей за счет упреждающего управления ведомого самолета. Для реализации данной задачи устройство содержит два разнесенных оптико-локационных блока (ОБ). Каждый из ОБ содержит фотообъектив и фоточувствительную матрицу в его фокальной плоскости. Оптико-локационные блоки и вычислитель, включающий в себя модуль программной обработки изображения, модуль вычисления координат ведущего самолета и углов отклонения его органов управления, обрабатывают изображения ведущего самолета. По измеренным координатам идентичных точек определяют координаты местоположения самолета, углы ориентации ведущего самолета относительно ведомого и углы отклонения управляющих поверхностей ведущего самолета. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ определения координат и углов отклонения управляющих поверхностей ведущего самолета, включающий определение углов-пеленгов источников излучения, отличающийся тем, что осуществляют обработку изображений ведущего самолета, а именно определяют углы-пеленги изображений трех ее идентичных точек, выбранных на монолитной конструкции планера, а также углы-пеленги изображений одной идентичной точки на изображении каждой управляющей поверхности на первой и второй фоточувствительных матрицах, вычисляют координаты идентичных точек относительно ведомого самолета, вычисляют корни системы нелинейных уравнений, определяя при этом углы ориентации ведущего самолета относительно ведомого, вычисляют координаты положения ведущего самолета относительно ведомого, вычисляют углы отклонений управляющих поверхностей ведущего самолета.2. Устройство, включающее два разнесенных оптико-локационных блока, содержащих фотообъектив и фоточувствительное устройство, расположенное в фокальной плоскости, и вычислитель, отличающееся тем, что фоточувствительное устройство представляет собой фоточувствительную матрицу, а вычислитель содержит модуль программной обработки изображений ведущего самолета, модуль вычисления углов ориентации ведущего самолета, модуль вычисления координат местоположения ведущего самолета и модуль вычисления углов отклонения органов управления ведущего самолета, при этом модуль программной обработки изображений ведущего самолета, где определяют углы-пеленги идентичных точек, своим входом связан с выходами первой и второй фоточувствительных матриц, а своим выходом связан с входом модуля вычисления углов ориентации ведущего самолета, где вычисляют корни системы нелинейных уравнений, выход которого, в свою очередь, связан с входом модуля вычисления координат местоположения ведущего самолета, где вычисляют координаты местоположения ведущего самолета относительно ведомого, своим выходом связанный с входом модуля вычисления углов отклонения органов управления ведущего самолета.