Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ВЕТРА НА БОРТУ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО, ЕГО РЕАЛИЗУЮЩЕЕ

Предлагаемые способ и устройство относятся к области авиационного приборостроения и могут быть использованы при разработке навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

В навигационных системах ЛА широко используется курсо-воздушный метод счисления пути (Селезнев В.П. «Навигационные устройства», М., Машиностроение, 1974 г., гл.Х).

Для обеспечения большей точности определения координат местоположения в режиме курсо-воздушного счисления пути и при решении многих функциональных задач на борту ЛА необходимо иметь информацию о скорости и направлении ветра.

Теоретические и практические аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего определение и использование скорости ветра на борту ЛА, приведены в следующих работах:

1. Воробьев Л.М. Воздушная навигация, М.: Машиностроение, 1984.

2. Кирст М.А. "Навигационная кибернетика полета" Воениздат, М., 1971.

3. Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Л.А. "Навигационные приборы и системы", М.: Машиностроение, 1983.

4. Рогожин В.О., Синеглазов В.М., Фiляшкiн М.К. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005 (на украинском языке).

5. Селезнев В.П. "Навигационные устройства" Машиностроение, М., 1974.

6. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф., М.: Транспорт, 1988.

Скорость и направление ветра обычно задаются с помощью задатчика по командам с земли либо определяются на борту ЛА каким-либо косвенным способом (см. [5], гл. X; [2], гл. VII; [4], гл. 7; [6], гл. 9). Измерение скорости и направления ветра непосредственно на борту ЛА более предпочтительно, т.к. позволяет постоянно уточнять их значения в районе нахождения ЛА.

В книге [5] на стр.276 описан способ измерения скорости ветра на борту ЛА, при котором скорость и направление ветра в полете получаются в результате сравнения координат ЛА Х_В, Y_B, полученных счислением пути относительно воздуха и координат фактического места ЛА Х, Y, измеренных любым из известных методов ориентировки (визуальным, астрономическим, радиотехническим и др.).

Составляющие скорости ветра в земной системе координат равны:

где t - время счисления пути.

Конкретным примером реализации этого способа в авиационной аппаратуре может служить комбинированная навигационная система, описанная в книге [2] на стр.131-135. В этой системе в качестве интегральных ошибок системы с помощью данных радиоизмерений определяются погрешности датчика воздушной скорости и датчика курса, включающие составляющие вектора скорости ветра:

что принципиально не мешает рассматривать эту систему как определяющую составляющие скорости ветра в земной географической системе координат.

В книге [5] на стр.546-556, на примере курсо-воздушно-доплеровской навигационной системы, описан способ измерения скорости ветра, при котором скорость и направление ветра в полете определяют в результате сравнения скорости ЛА относительно воздуха V_B, измеренной аэрометрическим методом, с путевой скорости ЛА W, измеренной радиотехническим доплеровским методом. В принципе, для определения скорости ветра может быть использован любой метод измерения путевой скорости W, например инерциальный или широко применяемый в настоящее время радиотехнический спутниковый.

Полагаем, что в обоих случаях описан один и тот же способ определения скорости ветра, основанный на измерении параметров движения ЛА относительно воздуха и сравнении их с аналогичными параметрами движения ЛА относительно поверхности земли.

Этот способ, как наиболее близкий к предлагаемому, выбран в качестве прототипа.

При этом, учитывая, что измерителям путевой скорости и фактического места ЛА, например радиотехническим системам (ДИСС - доплеровский измеритель скорости и сноса, СНС - спутниковая навигационная система, РСБН - радиотехническая система ближней навигации, РСДН - радиотехническая система дальней навигации) присуши случайные погрешности, имеющие высокочастотный характер, полагаем, что способ предполагает фильтрацию этих погрешностей.

Как уже говорилось выше, систему, описанную в книге [2] на стр.131-135, можно рассматривать как определяющую составляющие скорости ветра в земной географической системе координат:

где Х_Е, Y_N - измеренные координаты фактического местоположения ЛА в географической системе координат, а координаты Х_ЕВ, Y_NB получают счислением горизонтальных составляющих вектора воздушной скорости V_EB, V_NB в географической системе координат относительно координат начального местоположения ЛА Х_Е0, Y_NO:

V_XГ, V_ZГ - составляющие вектора воздушной скорости в горизонтальной самолетной системе координат:

V_XГ=V_И(cos +α_АТsin cosγ+β_CKsin sinγ),

V_ZГ=γ_И(β_СКcosγ-α_ATsinγ),

V_И - продольная составляющая вектора воздушной скорости, измеряемая датчиком воздушной скорости, α_АТ, β_СК - углы атаки и скольжения, измеряемые датчиками угла атаки и угла скольжения, Ψ, γ, υ - курс, крен, тангаж, измеряемые датчиком курса и вертикали.

Конкретным примером реализации способа-прототипа в авиационной аппаратуре, с использованием данных о путевой скорости ЛА, может служить вышеупомянутая курсо-воздушно-доплеровская навигационная система, описанная в книге [5], на стр.546-556.

В системе, описанной в книге [5], составляющие скорости ветра в географической системе координат определяются путем интегрирования результатов сравнения составляющих векторов путевой W_E, W_N и воздушной скорости V_EВ, V_NB:

Постоянные коэффициенты K₁ и К₂, обычно подбираются из условия минимума среднеквадратической ошибки по координатам и скорости.

Измеренные по способу-прототипу составляющие скорости будут определены с погрешностью, т.к. они включают в себя составляющие, обусловленные погрешностью датчика воздушной скорости:

U_E*=U_E+ΔU_EV,

U_N*=U_N+ΔU_NV,

где ΔU_EV, ΔU_NV - ошибки в определении по соответствующим осям составляющих скорости ветра, обусловленные погрешностями датчика воздушной скорости, U_X, U_Y - действительные составляющие вектора скорости ветра, U_X*, U_Y* - измеренные составляющие вектора скорости ветра.

Поскольку информация о скорости ветра используется при решении многих задач на борту ЛА, то точность данных о скорости ветра имеет существенное значение.

Целью предлагаемого изобретения является повышение точности измерения скорости ветра путем обеспечения инвариантности предлагаемых способа и устройства к погрешности датчика воздушной скорости.

Если ограничиться учетом влияния на точность определения скорости ветра только постоянной составляющей погрешности датчика воздушной скорости ΔV, разностные сигналы по скорости на двух разных курсах Ψ₁ и Ψ₂ записываются следующим образом:

ΔV_E1=V_EB1-W_E1=U_E+ΔVsinΨ₁,

ΔV_N1=V_NB1-W_N1=U_N+ΔVcosΨ₁,

ΔV_E2=V_EB2-W_E2=U_E+ΔVsinΨ₂,

ΔV_N2=V_NB2-W_N2=U_N+ΔVcosΨ_2ю.

В результате использования при фильтрации постоянных коэффициентов K₁ и K₂ измеренные по способу-прототипу составляющие скорости ветра будут определены с ошибками, обусловленными погрешностью датчика воздушной скорости:

U_E1*=U_E+ΔV sinΨ₁,

U_N1*=U_N+ΔV cosΨ₁,

U_E2*=U_E+ΔV sinΨ₂,

U_N2*=U_N+ΔV cosΨ₂.

Решая попарно первое, третье и второе, четвертое уравнения, можно получить решение данной системы уравнений относительно фактических значений составляющих вектора скорости ветра, инвариантное к погрешности измерения воздушной скорости.

Таким образом, поставленная цель достигается тем, что в способе измерения скорости ветра на борту ЛА, основанном на измерении скорости ЛА относительно воздуха и счислении пути пройденного ЛА относительно воздуха, измерении путевой скорости и/или координат местоположения ЛА любым из известных методов, например инерциальным, радиотехническим или визуальным, сравнении путевой скорости со скоростью относительно воздуха и/или сравнении текущих координат с координатами полученными счислением, интегрировании полученных разностных сигналов по скорости и/или координатам, а также измерении курса, крена и тангажа ЛА, производят определение и запоминание скорости ветра в режиме прямолинейного, горизонтального равномерного полета, затем совершают маневр по курсу, переводят ЛА в режим прямолинейного, горизонтального равномерного полета на другом курсе и заново производят определение скорости ветра, после чего фактические значения составляющих скорости ветра U_E и U_N по осям географической системы координат определяют из выражений:

;

,

U_E1*, U_N1*, Ψ₁ - соответственно значения составляющих скорости ветра по осям географической системы координат и курс ЛА, запомненные перед началом маневра ЛА по курсу, a U_E2*, U_N2*, Ψ₂ - аналогичные параметры на другом курсе ЛА.

На фиг.3 изображен рисунок характеризующий взаимную ориентацию векторов скорости ветра и воздушной скорости ЛА при различном положении самолетной системы координат, в которой работает датчик воздушной скорости, и земной системы координат.

Составляющие вектора скорости ветра U_E*, U_N* определяются следующим образом:

где ΔX и ΔY - разностные сигналы по координатам, ΔV_X и ΔV_Y - разностные сигналы по скорости, K₁ и K₂ - постоянные коэффициенты, подобранные из условия минимума среднеквадратической ошибки по координатам и скорости.

При использовании разностных сигналов по координатам:

ΔХ=Х_EB-Х_E, ΔY=Y_NB-Y_N,

где Х_Е и Y_N - координаты фактического местоположения ЛА, измеренные любым из известных способов, а Х_ЕB и Y_NB получают интегрированием составляющих вектора воздушной скорости в земной системе координат:

,

,

V_XГ, V_ZГ - составляющие вектора воздушной скорости в горизонтальной самолетной системе координат:

V_XГ=V_И(cos +α_АТsin cosγ+β_CKsin sinγ),

V_ZГ=V_И(β_СКcosγ-α_ATsinγ),

V_И - продольная составляющая вектора воздушной скорости, измеряемая датчиком воздушной скорости, α_АТ, β_CK - углы атаки и скольжения, измеряемые датчиком угла атаки и угла скольжения, Ψ, γ, υ - курс, крен, тангаж, измеряемые датчиком курса и вертикали.

При использовании разностных сигналов по скорости:

ΔV_X=V_EB-W_E, ΔV_Y=V_NB-W_N,

где W_E и W_N - составляющие вектора путевой скорости, измеренные любым из известных способов.

Предлагаемый способ измерения скорости ветра на борту ЛА выгодно отличается от способа-прототипа тем, что измерение скорости ветра производится инвариантным образом относительно погрешности датчика воздушной скорости, что позволяет повысить точность определения составляющих скорости ветра.

Реализация способа-прототипа в виде устройства, с учетом только существенных для предполагаемого изобретения признаков, может быть представлена в виде функциональной блок-схемы, изображенной на фиг.1.

Устройство-прототип включает в себя:

- датчик воздушной скорости (ДВС) - 1;

- датчик углов атаки и скольжения (ДУАС) - 2;

- датчик курса и вертикали (ДКВ) - 3;

- датчик путевой скорости и координат местоположения (ДСК) - 4;

- блок определения составляющих вектора относительной скорости (БОС) - 5;

- четыре интегратора (И1, И2, И3, И4) - соответственно 6, 7, 8, 9;

- шесть усилителей (У1, У2, У3, У4, У5, У6) - соответственно 10, 11, 12, 13, 14, 15;

- десять сумматоров (C1, С2, С3, С4, С5, С6, С7, С8, С9, С10) - соответственно 6, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25.

Недостатки устройства-прототипа аналогичны недостаткам способа-прототипа, приведенным выше.

Цель изобретения в виде устройства аналогична цели изобретения в виде способа, приведенной выше.

Поставленная цель для устройства, реализующего способ определения скорости ветра на борту ЛА, достигается тем, что в устройство, включающее датчик путевой скорости и координат местоположения, соединенный четырьмя выходами соответственно с первыми входами четвертого, восьмого, третьего и седьмого сумматоров, датчики воздушной скорости, углов атаки и скольжения, курса и вертикали, выходами соединенные с входами блока определения составляющих вектора относительной скорости, два выхода которого соответственно через последовательно соединенные первый сумматор, второй сумматор, первый интегратор, третий сумматор, третий усилитель, девятый сумматор, третий интегратор и последовательно соединенные пятый сумматор, шестой сумматор, второй интегратор, седьмой сумматор, пятый усилитель, десятый сумматор, четвертый интегратор поданы на вторые входы первого и пятого сумматоров, причем вторые входы девятого и десятого сумматоров соответственно через четвертый и шестой усилители соединены с выходами четвертого и восьмого сумматоров, вторые входы которых соединены соответственно с выходами первого и пятого сумматоров, причем выходы третьего и седьмого сумматоров соответственно через первый и второй усилители поданы также на вторые входы второго и шестого сумматоров, введен блок памяти и анализа траектории, четырьмя входами подключенный соответственно к выходам датчика воздушной скорости, датчика курса и вертикали, третьего и четвертого интеграторов, а шестью выходами соединенный с входами вновь введенного блока определения фактического ветра.

Предлагаемое устройство представлено на фиг.2 в виде функциональной блок-схемы и включает в себя:

- датчик воздушной скорости (ДВС) - 1;

- датчик углов атаки и скольжения (ДУАС) - 2;

- датчик курса и вертикали (ДКВ) - 3;

- датчик путевой скорости и координат местоположения (ДСК) - 4;

- блок определения составляющих вектора относительной скорости (БОС) - 5;

четыре интегратора (И1, И2, И3, И4) - соответственно 6, 7, 8, 9;

- шесть усилителей (У1, У2, У3, У4, У5, У6) - соответственно 10, 11, 12, 13, 14, 15;

- десять сумматоров (C1, С2, С3, С4, С5, С6, С7, С8, С9, С10) - соответственно 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25,

- блок памяти и анализа траектории (БАТ) - 26;

- блок определения фактического ветра (БФВ) - 27.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

ДВС измеряет продольную составляющую вектора скорости ЛА относительно воздуха - истинную воздушную скорость V_И. В настоящее время для измерения истинной воздушной скорости наибольшее распространение нашли системы, основанные на аэрометрическом методе.

ДУАС измеряет углы ориентации ЛА относительно вектора воздушной скорости - соответственно угол атаки α_АТ угол скольжения β_СК. В настоящее время для измерения углов атаки и скольжения наибольшее распространение нашли системы, основанные на аэрометрическом методе.

ДВС и ДУАС совместно реализуют функцию измерения вектора воздушной скорости ЛА.

ДСК измеряет скорость ЛА относительно земной поверхности - путевую скорость W и координаты фактического местоположения Х_Е и Y_N. В настоящее время для измерения составляющих вектора путевой скорости и координат фактического местоположения наибольшее распространение нашли инерциальные, радиотехнические и обзорно-сравнительные (визуальные, по полям рельефа) методы. В частности, для одновременного измерения путевой скорости и координат местоположения, на борту современных ЛА очень широко применяются спутниковые навигационные системы (СНС).

ДКВ измеряет углы ориентации ЛА относительно земной поверхности - курс Ψ, крен γ и тангаж υ. В настоящее время для измерения углов ориентации ЛА наиболее распространены системы, основанные на инерциальном методе. В качестве такого датчика может быть использована инерциальная навигационная система, инерциальная курсовертикаль, совокупность специализированных датчиков курса и вертикали.

В БОС определяются составляющие вектора воздушной скорости ЛА в земной системе координат:

V_E=V_И[(cosϑ+α_АТsinϑcosγ+β_CKsinϑsinγ)sinΨ+(β_CKcosγ-α_ATsinγ)cosΨ],

V_N=V_И[(cosϑ+α_АТsinϑcosγ+β_CKsinϑsinγ)sinΨ-(β_CKcosγ-α_ATsinγ)sinΨ].

В сумматорах C1 и C5 осуществляется учет составляющих скорости ветра U_E*, U_N*, оценка которых произведена на интеграторах И3 и И4:

V_EB=V_E+U_E*,

V_NB=V_N+U_N*.

Оценка составляющих скорости ветра U_E*, U_N* на интеграторах И3 и И4 осуществляется в соответствии со следующими зависимостями:

где K₁ - постоянный коэффициент усилителей У3 и У5, К₂ - постоянный коэффициент усилителей У4 и У6, ΔХ=Х_ЕВ-Х_Е - разностный сигнал по координате с сумматора С3, ΔY=Y_NB-Y_N - разностный сигнал по координате с сумматора С7, ΔV_X=V_EB-W_E - разностный сигнал по скорости с сумматора С4, ΔV_Y=V_NB-W_N - разностный сигнал по скорости с сумматора С8, X_{E И} Y_N - координаты фактического местоположения ЛА, измеренные ДСК, W_E и W_N - составляющие вектора путевой скорости, измеренные ДСК, Х_ЕВ и Y_NB - координаты ЛА, полученные интегрированием в интеграторах И1 и И2 сигналов с сумматоров С2 и С6, в которых суммируются сигналы V_EB и V_NB с сумматоров С1 и С5 и корректирующие сигналы по координатам с усилителей У1 и У2:

где K₃- постоянный коэффициент усилителей У1 и У2.

Вновь введенный блок памяти и анализа траектории БАТ, в процессе естественного полета ЛА, осуществляет поиск участков прямолинейного горизонтального полета с разными курсами и отстоящих во времени друг от друга на допустимую временную величину. Логика работы этого блока, например, может быть следующая.

1. В процессе естественного полета ЛА находится участок прямолинейного горизонтального полета с любым курсом и длительностью по времени Т_ПП, гарантирующей окончание переходных процессов по оценке составляющих скорости ветра на интеграторах И3 и И4. При нахождении такого участка полета в БАТ запоминаются значения курса Ψ₁ из ДКВ и оценки составляющих ветра U_E1*, U_N1* из И3 и И4.

2. После нахождения участка прямолинейного горизонтального полета с курсом Ψ₁, в течении времени Т_ПВИ, гарантирующего малость пространственно-временной изменчивости скорости ветра, в процессе дальнейшего полета ЛА находится другой участок прямолинейного горизонтального полета с курсом, отличным от Ψ₁ и длительностью по времени, гарантирующей окончание переходных процессов по оценке составляющих скорости ветра. При нахождении такого участка полета в БАТ запоминаются значения курса Ψ₂ из ДКВ оценки составляющих ветра U_E2*, U_N2* из И3 и И4.

После нахождения двух участков прямолинейного горизонтального полета с разными курсами из БАТ в блок определения фактического ветра БФВ передаются параметры Ψ₁ и Ψ₂ и оценки составляющих скорости ветра на этих участках U_E1*, U_N1*, U_E2*, U_N2*.

В БФВ составляющие скорости фактического ветра в земной географической системе координат определяются в соответствии со следующими зависимостями:

;

Выходы БФВ являются выходами устройства по составляющим скорости ветра в земной географической системе координат.

Использование предлагаемых способа и устройства в авиационной аппаратуре позволит увеличить точность решения навигационных и других задач и, следовательно, увеличить эффективность использования ЛА.

Реализация предлагаемых способа и устройства не подразумевает изменение или дополнение аппаратуры, устанавливаемой на борту ЛА, предполагает использование только известных сигналов бортового оборудования ЛА и поэтому изобретение может быть реализовано на существующей технической базе практически на любых типах ЛА.