СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КУРСА И КООРДИНАТ САМОЛЕТА Российский патент 2009 года по МПК G01C21/04 

Изобретение относится к навигации и может быть использовано для определения курса, координат самолета.

Известен способ определения курса и координат летательного аппарата (ЛА) с помощью теодолита, заключающийся в том, что самолет устанавливается на аэродроме таким образом, чтобы гироблок, над которым размещается теодолит, находился над маркированной точкой с известными координатами и определенном топогеодезическими методами азимуте Ψ_S ориентира S из этой точки и с помощью теодолита, который направляется сначала вдоль продольной оси самолета, а затем поворачивается на ориентир S, измеряется угол U, тогда курс будет равен: Ψ=Ψ_s-U, а также устройство, включающее автоколлимационную зрительную трубу, вертикальную ось с горизонтальным кругом, колонку с горизонтальной осью и вертикальным кругом, модуль отсчетной системы, микрометр, отсчетный микроскоп, наводящие устройства [1].

Недостатками данного способа являются большие трудозатраты, необходимость присутствия человека-оператора, что вносит субъективные погрешности, необходимость дополнительной разметки аэродрома и выставке согласно нее ЛА.

Наиболее близкими изобретению являются способ определения курса ЛА оптическим методом с помощью теодолита, установленного на ЛА, и посредством которого определяют направление продольной оси самолета, углы визирования α₁, α₂, α₃ относительно продольной оси ЛА ориентиров O₁, О₂, О₃, установленных в районе аэродрома, при этом известны азимуты двух ориентиров A₁ и А₂, расстояние между ориентирами R₁ и R₂, тогда курс определяется как:

где

β=180°-A₂+A₁-α₁+α₃,

а также устройство, реализующее данный способ, включающее визирное устройство, задатчик постоянных величин, блок вычислений [2].

Недостатками данного способа и устройства являются необходимость измерения расстояний между ориентирами, большие трудозатраты, недостаточная точность, связанная с субъективным фактором - присутствием человека-оператора, необходимость больших аппаратурных затрат.

Технической задачей изобретения является повышение точности определения курса и координат ЛА за счет автоматизации процесса измерений при уменьшении трудозатрат.

Решение технической задачи состоит в том, что в способе определения курса и координат самолета, заключающемся в использовании оптических средств и определении угловых положений продольной оси летательного аппарата относительно направления на Север с помощью ориентиров с известными координатами, осуществляют кодовую модуляцию излучения лазера, установленного на вращающейся платформе, в зависимости от угла поворота его луча по часовой стрелке от направления на Север, и регистрируют его излучение оптическими датчиками, установленными на самолете заданным образом, причем два датчика располагают на продольной оси ЛА, декодируют и усиливают полученные сигналы, вычисляют по ним значения курса и координат, используя данные о базисе установки оптических датчиков, при этом курс определяют по формуле: Ψ=360°-[(А*+А)-А_A], где А_A - угол поворота луча лазера, отсчитываемый от направления на Север до линии встречи луча лазера с датчиком А блока оптических датчиков, А - заданный угол базиса датчиков угла поворота луча лазера, а A* определяется следующим образом:

где AB, ВС - известные стороны базиса оптических датчиков; A_A, А_B, A_C - углы поворота луча лазера, отсчитываемые от направления на Север до линии встречи луча лазера с датчиками А, В, С блока оптических датчиков; А, С - известные углы базиса оптических датчиков;

а координаты ЛА вычисляются как: и

где Λ_м и Ф_м - координаты лазерного ориентира, R - радиус Земли, - расстояние от лазерного ориентира до ЛА.

Кроме того, при задании базиса датчиков угла поворота луча лазера равнобедренным с углами у основания, равными 45°, угол А*, после тригонометрических преобразований, определяется по формуле:

Реализуется предлагаемый способ за счет того, что на аэродроме в точке с известными координатами располагается лазерный ориентир М с установленным на вращающейся с постоянной скоростью платформе лазером, причем углы поворота луча лазера А_A, А_B, А_C отсчитываются по часовой стрелке от направления на Север до линии встречи луча лазера с соответствующими датчиками, установленными заданным образом на ЛА, блока оптических датчиков с известными базисными расстояниями и углами.

Технический результат при использовании предложенного решения, заключающийся в повышении точности и быстродействия, достигается за счет использования блока лазерного ориентира, блока оптических датчиков, блока постоянных величин и вычислителя, в котором производится расчет значений курса и координат ЛА.

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

- используют кодовую модуляцию излучения лазера, установленного на вращающейся платформе, относительно угла поворота его луча;

- отсчитывают углы поворота луча лазера по часовой стрелке от направления на Север;

- регистрируют излучение лазера оптическими датчиками, установленными заданным образом на самолете;

- декодируют и усиливают сигналы с оптических датчиков;

- вычисляют значения курса и координат ЛА, используя полученные с оптических датчиков сигналы и данные о базисных расстояниях и углах между этими датчиками,

по устройству, следующие элементы:

- блок лазерного ориентира, включающий датчик угла луча лазера, кодирующее устройство, лазер, блок оптических датчиков, декодирующее устройство, усилитель.

Наличие существенных отличительных признаков соответствует критерию патентоспособности «новизна».

Анализ известных технических решений в источниках информации позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «изобретательский уровень», т.к. в них отличительные от прототипа признаки не выявлены.

На фиг.1 показана схема размещения лазерного ориентира и ЛА с установленным на нем оборудованием в момент определения курса и координат ЛА, на фиг.2 - структурная схема устройства, реализующего предлагаемый способ.

Способ реализуется следующим образом. Из ΔАВМ и ΔСВМ фиг.1 по теореме синусов: и откуда, учитывая, что из ΔАМС С*=180°-(A+С+A*+A_C-A_A), получаем:

откуда

а курс определяется как: Ψ=360°-[(A*+А)-А_A],

координаты определяются следующим образом: из ΔАВМ по теореме синусов тогда, учитывая известные координаты лазерного ориентира, и

При задании базиса датчиков угла поворота луча лазера равнобедренным с углами у основания, равными 45°, угол А* определяется по формуле:

Устройство содержит блок лазерного ориентира 1, включающий лазер 7, датчик угла луча лазера 5 и кодирующее устройство 6, блок оптических датчиков 2, содержащий базис датчиков 8, 9, 10, декодирующее устройство 11, усилитель 12, блок постоянных величин 3, содержащий задатчики углов А и С 13, 14, задатчики сторон АВ и ВС 15, 16 базиса установки оптических датчиков, задатчики координат лазерного ориентира Λ_М и Ф_М 17, 18, вычислитель 4.

При задании базиса датчиков угла поворота луча лазера равнобедренным с углами у основания, равными 45°, блок постоянных величин 3 содержит задатчики угла А 13 и стороны АВ 15 базиса установки оптических датчиков, задатчики координат лазерного ориентира Λ_М и Ф_М 17, 18.

Устройство работает следующим образом.

Пропорционально углу поворота луча лазера, получаемому с датчика угла луча лазера 5, в кодирующем устройстве 6 происходит кодирование излучения лазера 7, установленного на вращающейся с постоянной скоростью платформе в точке с известными координатами. Излучение воспринимается оптическими датчиками 8, 9, 10, откуда через декодер 11 и усилитель 12 декодированные сигналы, пропорциональные значениям азимутных углов А_A, A_B, А_C, поступают в вычислитель 4, куда также с блока постоянных величин 3 с задатчиков углов А и С 13, 14, сторон АВ и ВС 15, 16 базиса оптических датчиков и задатчиков координат Λ_M и

Ф_M 17, 18 лазерного ориентира приходят соответствующие сигналы и, где производится вычисление курса Ψ, координат Λ и Ф летательного аппарата согласно выражениям, полученным в предлагаемом способе определения курса и координат.

Источники информации:

1. Бабич, О.А. Авиационные приборы и навигационные системы [текст]. / Под ред. О.А.Бабича. М.: Издание ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 1981. - 647 с.

2. Авторское свидетельство СССР №267474 кл. G01C 21/00 4.01.1988 г.

Изобретение относится к навигации с помощью наземных средств. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения курса и координат летательного аппарата за счет автоматизации процесса измерений при уменьшении трудозатрат. Способ заключается в использовании оптических средств и определении углового положения продольной ости самолета относительно направления на север, используя ориентиры с известными координатами, при этом применяют кодовую модуляцию излучения лазера, расположенного на вращающейся платформе, в зависимости от угла поворота его луча по часовой стрелке от направления на север и регистрируют его излучение оптическими датчиками, установленными на самолете заданным образом, декодируют и усиливают полученные сигналы, вычисляют по ним значения курса, используя данные о базисе установки оптических датчиков. 2 ил.

Способ определения курса и координат самолета, заключающийся в использовании оптических средств и определении углового положения продольной оси самолета относительно направления на Север, используя ориентиры с известными координатами, отличающийся тем, что применяют кодовую модуляцию излучения лазера, расположенного на вращающейся платформе, в зависимости от угла поворота его луча по часовой стрелке от направления на Север и регистрируют его излучение оптическими датчиками, установленными на самолете заданным образом, затем декодируют и усиливают полученные сигналы, вычисляют по ним значения курса, используя данные о базисе установки оптических датчиков, следующим образом: ψ=360°-[(A*+A)-А_A], где А_A - угол поворота луча лазера, отсчитываемый от направления на Север до линии встречи луча лазера с датчиком А блока оптических датчиков, А* определяется как

где АВ, ВС - заданные базисные расстояния между оптическими датчиками, AC - заданные базисные углы между оптическими датчиками, А_A, A_B, А_C - углы поворота луча лазера, отсчитываемые от направления на Север до линии встречи луча лазера с датчиками А, В, С соответственно и координат летательного аппарата
,
где Λ_м и Ф_м - известные координаты лазерного ориентира, R - радиус Земли, - расстояние от лазерного ориентира до летательного аппарата (ЛА).