способ определения угла крена вращающегося по крену летательного аппарата

Классы МПК:F42B15/01 средства наведения или управления для них
G01C21/08 с использованием магнитного поля земли 
Автор(ы):, , , , , , , ,
Патентообладатель(и):Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2013-04-09
публикация патента:

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат. Сигнал измеренного датчиком угла крена суммируют с сигналом поправки этого угла, вычисляемой с учетом угла наклона вектора напряженности МПЗ, углов магнитного курса и тангажа ЛА. Определяют функцию чувствительности (ФЧ) сигнала поправки угла крена в зависимости от ФЧ ошибки измерения угла крена ЛА датчиком МПЗ к ошибкам определения углов тангажа и рыскания ЛА, вычисляемых с учетом наклона вектора напряженности МПЗ. При этом углы тангажа и курса ЛА выбирают так, чтобы ФЧ-сигнала поправки угла крена не превышала допустимого по точности вычисления данного угла значения. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 8 ил.

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369

Формула изобретения

1. Способ определения угла крена вращающегося по крену летательного аппарата, использующий обработку информации о векторе магнитного поля Земли, измеренном трехосным датчиком магнитного поля Земли в связанной с летательным аппаратом вращающейся по крену системе координат, отличающийся тем, что измеренный датчиком сигнал крена суммируют с сигналом поправки крена, зависящим от угла наклона вектора напряженности магнитного поля Земли, угла магнитного курса летательного аппарата и угла тангажа летательного аппарата, причем углы тангажа и магнитного курса летательного аппарата выбирают таким образом, чтобы функция чувствительности сигнала поправки крена не превышала допустимого значения, определяемого требуемой точностью вычисления угла крена летательного аппарата.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сигнал поправки крена способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 попр определяют в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м - угол наклона вектора напряженности магнитного поля Земли;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол тангажа летательного аппарата;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол магнитного курса летательного аппарата.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что функцию чувствительности сигнала поправки крена определяют в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 и kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - функции чувствительности ошибки измерения крена летательного аппарата датчиком магнитного поля Земли к ошибкам определения углов, соответственно, тангажа и рыскания летательного аппарата, определяемые в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

где А = sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мcosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ; В = cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 .

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области точного приборостроения и может быть использовано в системах навигации летательных аппаратов, вращающихся по крену.

Обеспечение возможности измерения угла крена является одной из необходимых задач, решаемых при разработке систем управления летательными аппаратами. Измерение угла крена требуется как для не вращающихся по крену летательных аппаратов (для стабилизации по крену), так и для вращающихся по крену летательных аппаратов (для модуляции сигналов, измеренных в не вращающейся по крену системе координат частотой вращения по крену, а также для формирования команды компенсации силы тяжести).

Обычно угол крена вращающего по крену летательного аппарата измеряется гироскопом крена. Ось вращения ротора гироскопа крена лежит в плоскости симметрии летательного аппарата и перпендикулярна продольной оси летательного аппарата. Датчик угла крена расположен на наружной рамке гироскопа крена.

Для управляемых артиллерийских снарядов вызывает затруднение разработка гироскопов крена, выдерживающих перегрузки, испытываемые снарядом при выстреле. Для артиллерийского снаряда Краснополь используется инерциальный гироскоп (гирокоординатор), ось ротора которого коллинеарна продольной оси снаряда. При этом сигнал гирокоординатора, снимаемый с датчика, расположенного на наружной рамке гирокоординатора, соответствует углу крена снаряда при отсутствии разворота снаряда в горизонтальной плоскости и требуемом рассогласовании гироскопа относительно снаряда в вертикальной плоскости.

Существенно упростить конструкцию летательных аппаратов, вращающихся по крену, позволяет применение анизотропных магниторезистивных датчиков магнитного поля Земли (магнитных датчиков) вместо сложных гироскопических устройств. Применение магнитных датчиков крена позволяет также увеличить точность определения крена при увеличении времени функционирования, существенно уменьшить габариты, вес и стоимость устройств, обеспечивающих определение крена летательных аппаратов.

Известен способ определения крена по показаниям магнитных датчиков, приведенный в статье М.Г. Погорелова, А.П. Шведова, Д.М. Малютина «Система ориентации подвижного объекта по показаниям магнитных датчиков» (журнал «Датчики и системы» № 5, 2009 г., стр.51-54), заключающийся в определении углов тангажа и крена по сигналам трехосевого датчика магнитного поля Земли. Угол тангажа 3 в приведенном в статье способе определяется в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - заранее известный угол рыскания подвижного объекта, измеренный относительно направления на северный магнитный полюс (угол в горизонтальной плоскости между продольной осью снаряда и направлением на северный магнитный полюс);

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - нормированные значения вертикальной и горизонтальной составляющих вектора напряженности магнитного поля Земли, определяемые в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ; способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

где

L - вертикальная проекция вектора напряженности магнитного поля;

B - горизонтальная проекции вектора напряженности магнитного поля Земли, измеренная в направлении на северный магнитный полюс;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - нормированная проекция вектора напряженности магнитного поля Земли на продольную ось летательного аппарата, определяемая в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где X, Y, Z - проекции вектора напряженности магнитного поля Земли на оси, связанной с летательным аппаратом системы координат.

Выбор величины угла тангажа из приведенных четырех значений определяется углом наклона вектора напряженности магнитного поля Земли в районе движения объекта и углом перехода по тангажу способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 перехода, который вычисляется в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 .

Выбор способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 перехода из приведенных четырех значений определяется углом наклона магнитного поля Земли и углом рыскания объекта способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 в соответствии с табл.1.

Таблица 1
Условия выбора решенияТекущий угол тангажа больше угла перехода по тангажуТекущий угол тангажа меньше угла перехода по тангажу |способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 |<90°|способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 |>90°
I>0 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 2способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 1способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 перехода1способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 перехода2
I<0 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 3способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 4способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 перехода3способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 перехода4

Угол крена при этом вычисляется в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 .

где способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - нормированная проекция вектора напряженности магнитного поля Земли, определяемая в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 .

Выбор значения угла крена из приведенных четырех значений определяется углом тангажа объекта и значением проекции Y магнитного датчика в соответствии с табл.2.

Таблица 2
Условия выбора решенияТекущий угол тангажа больше угла перехода по тангажуТекущий угол тангажа меньше угла перехода по тангажу
Y>0способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 2способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 1
Y<0 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 3способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 4

К недостаткам предложенного в статье способа определения крена следует отнести сложность определения угла крена и ограничение на диапазон изменения углов тангажа и крена (±30°).

Известен способ измерения магнитного курса, описанный в патенте на изобретение RU № 2130588, МПК G01C 21/08, G01C 21/12, G01C 17/38, 23.04.98 г. «Способ измерения магнитного курса подвижного объекта», принятый авторами за прототип, использующий обработку информации о векторе напряженности магнитного поля Земли и линейного ускорения подвижного объекта, при этом вычисление одного из углов наклона подвижного объекта, необходимого для определения магнитного курса, производят из равенства априорно известной горизонтальной или вертикальной составляющей вектора напряженности магнитного поля Земли с его вычисленным значением по измеренной датчиками информации, а вычисление другого угла наклона производят по измеренной датчиками информации и определенному первому углу наклона.

Определение магнитного курса объекта способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 в указанном способе производится в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369

где Тхс, Tyc, Tzc - проекции вектора напряженности магнитного поля Земли на оси, связанной с летательным аппаратом вращающейся по крену системы координат, измеренные трехосевым датчиком магнитного поля Земли (обозначения соответствуют обозначениям, приведенным в патенте);

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - углы тангажа и крена летательного аппарата;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - магнитный курс объекта (курс объекта, вычисленный относительно направления на северный магнитный полюс).

Угол тангажа способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 летательного аппарата определяется в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369

где V2=способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 хс2+способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 у12-g2способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 y1 - проекция ускорения летательного аппарата, определяемая в соответствии с зависимостью: способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 y1=способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ус·cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 -способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 zc·sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 xc, способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 yc, способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 zc - проекции ускорения летательного аппарата, измеренные акселерометрами, установленными по осям связанной с летательным аппаратом системы координат. Угол крена летательного аппарата определяется в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369

где Z - априорно известная вертикальная проекция магнитного поля Земли; причем определение магнитного курса в соответствии с зависимостью (1) производится по вычисленным в соответствии с зависимостями (2, 3) значениям угла тангажа и вычисленным в соответствии с зависимостью (4) значениям угла крена.

Приведенный в указанном патенте способ позволяет определять крен в ограниченном диапазоне углов (±30°), так как вычисление крена по приведенным зависимостям для вращающего по крену летательного аппарата достаточно затруднено.

К недостаткам предлагаемого алгоритма следует отнести также невозможность определения углов тангажа, рыскания и крена при неравенстве ускорения, развиваемого летательным аппаратом в вертикальной плоскости, ускорению силы тяжести g, т.е. приведенные формулы справедливы для летательных аппаратов, на которых обеспечивается компенсация силы тяжести, а ускорение летательного аппарата в вертикальной плоскости равно нулю.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа определения крена вращающегося по крену летательного аппарата по сигналам датчиков магнитного поля Земли при произвольном значении ускорения и крена летательного аппарата.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе определения угла крена вращающегося по крену летательного аппарата, использующем обработку информации о векторах магнитного поля Земли, измеренных трехосевым датчиком магнитного поля Земли в связанной с летательным аппаратом вращающейся по крену системе координат, новым является то, что измеренный датчиком сигнал крена суммируют с сигналом поправки крена, зависящим от угла наклона вектора напряженности магнитного поля Земли, угла магнитного курса летательного аппарата и угла тангажа летательного аппарата, причем углы тангажа и магнитного курса летательного аппарата выбирают таким образом, чтобы функция чувствительности сигнала поправки крена не превышала допустимого значения, определяемого требуемой точностью вычисления угла крена летательного аппарата. Сигнал поправки крена способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 попр определяют в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м - угол наклона вектора напряженности магнитного поля Земли в данной местности;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол тангажа летательного аппарата;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол магнитного курса летательного аппарата, определяемый как угол в горизонтальной плоскости между продольной осью летательного аппарата и направлением на южный магнитный полюс. Функцию чувствительности сигнала поправки крена определяют в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 и kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - функции чувствительности ошибки измерения крена летательного аппарата датчиком магнитного поля Земли к ошибкам определения углов тангажа и рыскания летательного аппарата, определяемые в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

где А=sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мcosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 -cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ; В=cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 .

В качестве датчиков магнитного поля Земли используют анизотропные магниторезистивные датчики (AMP) магнитного поля Земли, к достоинствам которых следует отнести отсутствие накапливаемой со временем ошибки в определении крена, неограниченное время работы системы, отсутствие ограничений по углам прокачки датчиков, малые габариты и вес.

Для пояснения предлагаемого технического решения введем земную систему координат OXYZ таким образом, чтобы ось X была направлена на магнитный юг, ось Z - на запад, ось Y - вверх. Магнитное поле Земли направлено от южного полюса к северному с наклоном вниз в северном полушарии и вверх в южном полушарии. АМР-датчики измеряют проекции вектора напряженности магнитного поля Земли с противоположным знаком, т.к. в северном полушарии выходной сигнал датчика является положительным, если измерительная ось направлена на юг и вверх, и отрицательным, если измерительная ось направлена на север и вниз. Поэтому далее условно считается, что вектор напряженности магнитного поля Земли направлен с севера на юг с наклоном вверх в северном полушарии и вниз в южном полушарии, тогда его проекция на ось Z равна нулю, а проекции на оси X и Y равны:

Nx=Ncosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м; Ny=Nsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м,

где N - величина напряженности магнитного поля Земли в данной местности;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м - угол наклона вектора напряженности магнитного поля Земли в данной местности, взятый с противоположным знаком (способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м=0 на магнитном экваторе, способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м>0 в северном полушарии, способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м<0 в южном полушарии).

Положение летательного аппарата в связанной с летательным аппаратом системе координат OX1Y1Z1 относительно системы координат OXYZ характеризуется углами:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол рыскания (магнитный курс) летательного аппарата, измеренный относительно направления на южный магнитный полюс Земли;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол тангажа летательного аппарата;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол крена летательного аппарата в связанной с летательным аппаратом системе координат.

Проекции вектора напряженности магнитного поля Земли на оси Y1 и Z 1 летательного аппарата равны:

Ny1 =Nycosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 +Nx(sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 -cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 );

Nz1=-Nysinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 +Nx(cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 +sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ),

где Nx=Ncosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м; Ny=Nsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м.

Величина способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м считается заранее известной.

Можно показать, что

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 .

Таким образом, нормированные сигналы Ny1 и Nz1 представляют собой косинус и синус угла крена, смещенные по фазе на угол, зависящий от углов способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м, способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 . Полученную фазу крена способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 u необходимо ввести в измеренное AMP - датчиком значение крена. Определение способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 u производится по известным значениям угла наклона вектора напряженности магнитного поля Земли, углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата. Сигнал поправки крена способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 попр необходимо определить в соответствии с зависимостью:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 .

Измерение угла крена АМР-датчиком осуществляется следующим образом. Вычисляются величины:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

Затем вычисляются:

cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 u=Ccosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 попр-Ssinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 попр;

sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 u=Scosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 попр+Csinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 попр,

где способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 u - вычисленное по сигналам AMP - датчика значение угла крена летательного аппарата.

Определение крена по сигналам датчика магнитного поля Земли возможно при несовпадении продольной оси летательного аппарата с линиями магнитного поля Земли, так как в противном случае сигналы датчиков, расположенных в экваториальной плоскости, перпендикулярной продольной оси летательного аппарата, не модулированы по крену. Измерение крена по сигналам датчика напряженности магнитного поля Земли производится при допустимом влиянии углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата на угол крена, определяемый датчиком магнитного поля Земли.

Степень влияния углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата на крен летательного аппарата, измеренный датчиком магнитного поля Земли, определяется в соответствии с зависимостями:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - ошибка в определении крена датчиком магнитного поля Земли;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - ошибки определения тангажа и рыскания летательного аппарата, возникающие вследствие несоответствия принятых при определении поправки значений фактическим значениям углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - функции чувствительности ошибки изменения угла крена к ошибкам в определении углов тангажа и магнитного курса, равные:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ,

где

А=sinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мcosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 -cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

В=cosспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 мsinспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 ;

kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 и kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , - функции чувствительности ошибки измерения крена датчиком магнитного поля к ошибкам определения соответственно углов тангажа и рыскания.

Измерение угла крена датчиком магнитного поля Земли производится при коэффициенте чувствительности k, равном способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , не превышающем порогового значения, равного k0 , определяемого из условия обеспечения допустимого влияния углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата на крен снаряда, т.е. угол крена должен измеряться датчиком магнитного поля Земли, если k<k0. Пороговое значение k0 для рассматриваемых в предлагаемой заявке на изобретение летательных аппаратов, полученное по результатам математического моделирования динамики процессов управления летательным аппаратом, составляет 5. Обеспечить требуемое значение коэффициента чувствительности, не превышающее порогового значения, возможно при выборе траекторий летательного аппарата таким образом, чтобы рассогласование между углом тангажа летательного аппарата и углом наклона вектора напряженности магнитного поля способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 =способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 -способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м превышало требуемое значение или за счет выбора магнитного курса летательного аппарата.

Предлагаемое техническое решение поясняют графические материалы, приведенные на фиг.1-7.

На фиг.1, 2 приведена ошибка измерения крена способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 u в зависимости от угла магнитного курса летательного аппарата способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 , измеренного относительно направления на южный магнитный полюс при углах тангажа летательного аппарата, равных 0, -30°, -60°, -90°, при углах наклона вектора напряженности магнитного поля Земли способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м, равных 60° (фиг.1) и минус 60° (фиг.2).

На фиг.1, 2 обозначено:

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 u - ошибка в определении крена датчиком магнитного поля Земли;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - угол тангажа летательного аппарата;

способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 - магнитный курс летательного аппарата.

Из фиг.1, 2 видно, что ошибка в определении крена летательного аппарата может составлять в зависимости от углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата от 0 до 180°.

На фиг.3-5 приведены коэффициенты чувствительности kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 (фиг.3, 5) и kспособ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 (фиг.4, 6) при изменении угла тангажа летательного аппарата в диапазоне ±90°, магнитного курса в диапазоне ±180° при угле наклона вектора напряженности магнитного поля Земли, равном 40° (фиг.3, 4), и угле наклона вектора напряженности магнитного поля Земли, равном 80° (фиг.5, 6). Функции чувствительности представлены в виде линий равного уровня.

Коэффициент чувствительности k в зависимости от магнитного курса летательного аппарата и рассогласования способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 между углом тангажа летательного аппарата и углом наклона вектора напряженности магнитного поля при углах наклона магнитного поля Земли, равных 40° и 80°, приведены на фиг.7 при способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м=40° и фиг.8 при способ определения угла крена вращающегося по крену летательного   аппарата, патент № 2527369 м=80°. Из приведенных фигур 7, 8 видно, что коэффициент чувствительности k не превышает требуемого значения, равного 5, при рассогласовании между углом тангажа летательного аппарата и углом наклона магнитного поля Земли, превышающем 10° во всем диапазоне изменения углов магнитного курса летательного аппарата, т.е. при углах наклона магнитного поля Земли, равных 40÷80° (территория СССР) модуль угла тангажа летательного аппарата должен составлять 50÷70° или быть менее 30°. При нулевом угле наклона вектора напряженности магнитного поля Земли модуль угла тангажа летательного аппарата должен превышать 10°. Требуемый угол тангажа летательного аппарата обеспечивается при расчете установок стрельбы.

Таким образом, предлагаемый способ определения крена вращающегося по крену летательного аппарата позволяет определять крен летательного аппарата по сигналам трехосевого датчика магнитного поля Земли при выборе необходимого диапазона углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата, определяемых допустимым влиянием углов тангажа и магнитного курса летательного аппарата на угол крена летательного аппарата, причем диапазон измерения угла крена не ограничен.

Скачать патент РФ Официальная публикация
патента РФ № 2527369

patent-2527369.pdf

Класс F42B15/01 средства наведения или управления для них

боеприпас -  патент 2529236 (27.09.2014)
способ управления траекторией полета тела -  патент 2528503 (20.09.2014)
управляемый артиллерийский снаряд -  патент 2527609 (10.09.2014)
способ управления ракетой и система управления для его осуществления -  патент 2527391 (27.08.2014)
устройство управления ракетой или реактивным снарядом -  патент 2526407 (20.08.2014)
способ подрыва осколочно-фугасной боевой части управляемого боеприпаса -  патент 2525348 (10.08.2014)
стелс-снаряд -  патент 2522342 (10.07.2014)
реактивный боеприпас с оптическим датчиком цели -  патент 2516938 (20.05.2014)
способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, система управления ракетой, способ измерения угла крена на ракете, гироскопический измеритель угла крена, способ формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, и синус-косинусный формирователь системы управления ракетой -  патент 2514606 (27.04.2014)
управляемая пуля -  патент 2512047 (10.04.2014)

Класс G01C21/08 с использованием магнитного поля земли 

навигационное устройство, способ управления работой и мобильное оконечное устройство -  патент 2526470 (20.08.2014)
способ расширения районов применения навигации по магнитному полю -  патент 2447405 (10.04.2012)
способ определения пространственных координат подвижных объектов и комплексная навигационная система для его реализации -  патент 2443978 (27.02.2012)
способ определения местоположения подвижных объектов и комплексированная навигационная система для его реализации -  патент 2395061 (20.07.2010)
бортовое устройство для измерения параметров магнитного поля земли -  патент 2368872 (27.09.2009)
индуктор управляемого магнитного поля -  патент 2345327 (27.01.2009)
способ определения курсовой ориентации космического аппарата -  патент 2342637 (27.12.2008)
устройство для определения углового положения подвижного объекта -  патент 2285931 (20.10.2006)
способ определения местоположения подводных объектов -  патент 2281533 (10.08.2006)
устройство для определения углового положения подвижного объекта -  патент 2278356 (20.06.2006)
Наверх