способ определения скорости ветра на борту летательного аппарата и комплексная навигационная система для его реализации

Формула изобретения

1. Способ определения скорости ветра на борту летательного аппарата, основанный на измерении угловой ориентации и скорости относительно воздуха, счислении пути, пройденного относительно воздуха, измерении путевой скорости и/или координат местоположения 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, и интегрировании полученных разностных сигналов по скорости и/или координатам, отличающийся тем, что результат сравнения скоростей и/или координат перед интегрированием изменяют в функции текущего значения курса, а само определение скорости ветра осуществляют непосредственно в процессе маневрирования по курсу.

2. Комплексная навигационная система для реализации способа определения скорости ветра на борту летательного аппарата по п.1, включающая датчик воздушной скорости, сумматор, датчик путевой скорости и координат местоположения, соединенный четырьмя выходами соответственно с входами четвертого, восьмого, пятого и девятого сумматоров, датчики углов атаки и скольжения, курса и вертикали, выходами соединенные с входами блока определения составляющих вектора относительной скорости, два выхода которого соответственно через последовательно соединенные второй сумматор, третий сумматор, первый интегратор и последовательно соединенные шестой сумматор, седьмой сумматор, второй интегратор поданы на вторые входы четвертого и восьмого сумматоров, причем вторые входы второго, шестого, пятого и девятого сумматоров соединены соответственно с выходами третьего интегратора, четвертого интегратора, второго и шестого сумматоров, отличающаяся тем, что введен блок формирования корректирующих сигналов, пятью входами подключенный соответственно к выходам датчика курса и вертикали, четвертого, пятого, восьмого и девятого сумматоров, а пятью выходами соединенный с входами третьего сумматора, седьмого сумматора, третьего интегратора, четвертого интегратора и вновь введенного пятого интегратора, выход которого подан на вход первого сумматора, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости, а выход подан на третий вход блока определения составляющих вектора относительной скорости.

Описание изобретения к патенту

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

В навигационных системах ЛА широко используется курсовоздушный метод счисления пути (Селезнев В.П. Навигационные устройства, М.: Машиностроение, 1974 г., гл.X).

Для обеспечения большей точности определения координат местоположения в режиме курсовоздушного 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. М.: Воениздат, 1971.

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

4. Ривкин С.С., Ивановский Р.И., Костров А.В. Статистическая оптимизация навигационных систем. Л.: Судостроение, 1976.

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

6. Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974.

7. 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. [6], гл.X; [2], гл.VII; [5], гл.7; [7], 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 [6] 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 X_B, Y_B, полученных счислением пути относительно воздуха и координат фактического места ЛА, измеренных любым из известных методов ориентировки (визуальным, астрономическим, радиотехническим и др.) X, Y.

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 [6] на стр.546-556, на примере курсовоздушно-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 скоростью 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) присущи случайные погрешности, имеющие высокочастотный характер, полагаем, что способ предполагает статистическую 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 X_E, 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_N0:

V_EB=V_XГsin +V_ZГcos +U_E,

V_NB=V_XГ cos +V_ZГsin +U_N,

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

V_XГ=V_И (cos + _АТsin cos + _CKsin sin ),

V_ZГ=V_И( _CKcos - _ATsin ),

V_И - продольная составляющая вектора воздушной скорости, измеряемая датчиком воздушной скорости, _АТ, _CK - углы атаки и скольжения, измеряемые датчиками угла атаки и угла скольжения, , , - курс, крен, тангаж, измеряемые инерциальной курсовертикалью.

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 [6], на стр.546-556.

В системе, описанной в книге в книге [6], на стр.546-556, составляющие скорости ветра в географической системе координат определяются путем интегрирования результатов сравнения составляющих векторов путевой W_E, W_N и воздушной скорости V_EB, V_NB:

Измеренные по способу-прототипу составляющие скорости будут определены с большими погрешностями, т.к. они включают в себя составляющую, обусловленную погрешностью датчика воздушной скорости.

U_E*=U_E + U_EV,

U_N=U_N + U_NV,

где U_EV, U_NV - ошибки в определении по соответствующим осям составляющих скорости ветра, обусловленные погрешностью датчика воздушной скорости, U_X, U_Y - действительные составляющие вектора скорости ветра.

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

Так как ошибки измерителей вектора воздушной скорости связаны с самолетной системой координат, а ветер с земной системой координат, то навигационные системы, использующие способ-прототип для измерения ветра, наиболее эффективно работают при полетах с неизменным курсом, когда положение самолетной системы координат относительно земной не меняется.

Если же ЛА совершает маневр по курсу, то входящие, в предварительно измеренный по способу-прототипу вектор скорости ветра, ошибки его измерения, обусловленные погрешностью датчика воздушной скорости, вносят дополнительные погрешности в счисляемые координаты, т.к. они разворачиваются вместе с самолетной системой координат, но продолжают учитываться в составляющих вектора скорости ветра, определенных при другом взаимоположении земной и самолетной систем координат.

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

Целью предлагаемого изобретения является повышение точности измерения скорости ветра и расширение функциональных возможностей способа путем раздельного определения составляющих вектора скорости ветра и погрешности датчика воздушной скорости на участках маневра по курсу, при котором взаимное расположение осей земной системы координат и самолетной системы координат, в которой работает датчик воздушной скорости, меняются.

Указанная цель достигается тем, что в способе измерения скорости ветра на борту ЛА, основанном на измерении угловой ориентации и скорости относительно воздуха, счисления пути пройденного относительно воздуха, измерения путевой скорости и/или координат местоположения любым из известных методов, например инерциальным, радиотехническим или визуальным, сравнения путевой скорости с скоростью относительно воздуха и/или сравнения текущих координат с координатами, полученными счислением, и интегрирования полученных разностных сигналов по скорости и/или координатам, дополнительно результат сравнения скоростей и/или координат перед интегрированием изменяют в функции текущего значения курса, а само определение скорости ветра осуществляют непосредственно в процессе маневрирования по курсу.

Составляющие вектора скорости ветра U_E, U_N , погрешность датчика воздушной скорости V определяются следующим образом:

где X и Y - разностные сигналы по координатам или скорости.

При использовании разностных сигналов по координатам:

Х=Х_EB-X_E, Y=Y_NB-Y_N,

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

V_EB=V_XГsin +V_ZГcos +U_E,

V_NB=V_XГ cos +V_ZГsin +U_N,

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

V_XГ=(V_И - V)(cos + _АТsin cos + _CKsin sin ),

V_ZГ=(V_И- V)( _CKcos - _ATsin ),

V_И - продольная составляющая вектора воздушной скорости, измеряемая датчиком воздушной скорости, _АТ, _СК - углы атаки и скольжения, измеряемые датчиками угла атаки и угла скольжения, , , - параметры угловой ориентации ЛА: курс, крен, тангаж, измеряемые инерциальной курсовертикалью.

При использовании разностных сигналов по скорости:

Х=V_EB-W_E, Y=V_NB-W_N,

где W _E и W_N составляющие вектора путевой скорости, измеренные любым из известных способов.

Поскольку, как указывалось выше, в измеренных координатах фактического местоположения и путевой скорости ЛА присутствуют случайные ошибки, а курс, крен, тангаж, скорость, угол атаки и угол скольжения изменяются вследствие произвольных маневров ЛА, то для определения закона регулирования коэффициентов усиления K_ij целесообразно использовать один из известных методов статистического оптимального оценивания систем с переменными параметрами, например метод оптимальной фильтрации Калмана [4], который в настоящее время широко применяется для оценивания случайных параметров, в том числе погрешностей систем, в различных областях техники.

При этом коэффициенты усиления K_ij будут являться элементами изменяющейся во времени матрицы усиления K(t), определяемой матричными уравнениями:

K(t)=P(t)H(t)R^-1(t),

P(t₀)=P₀.

При использовании разностных сигналов по координатам матрицы H(t) и R(t) имеют вид:

При использовании разностных сигналов по скорости матрицы H(t) и R(t) имеют вид:

Матрица F(t) и начальное значение матрицы P(t) для обоих вариантов разностных сигналов имеют вид:

, ,

где , , , , - дисперсии случайных погрешностей системы по координатам, составляющим скорости ветра, воздушной скорости - дисперсии случайных погрешностей измерителя координат фактического местоположения ЛА, - дисперсии случайных погрешностей измерителя путевой скорости ЛА, а коэффициенты матрицы F(t) равны:

f_1V=sin ,

f_2V=cos .

Зависимость коэффициентов усиления K _ij от текущих значений курса ЛА позволяет на участках маневра по курсу по отдельности определить составляющие скорости ветра и погрешность датчика воздушной скорости.

Предлагаемый способ измерения скорости ветра на борту ЛА выгодно отличается от способа-прототипа тем, что измерение скорости ветра производится оптимальным образом при маневрах ЛА по курсу с одновременным автоматическим определением погрешности датчика воздушной скорости, что позволяет повысить точность определения составляющих скорости ветра.

Реализация способа-прототипа в виде устройства, с учетом только существенных для предлагаемого 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, C2, C3, C4, C5, C6, C7, C8, C9, C10 - соответственно 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25.

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

Цель изобретения в виде комплексной навигационной системы (КНС) аналогична цели изобретения в виде способа, приведенной выше.

Поставленная цель для КНС, реализующей способ определения скорости ветра на борту ЛА, достигается тем, что в КНС, включающую датчик воздушной скорости, сумматор, датчик путевой скорости и координат местоположения, соединенный четырьмя выходами соответственно с входами четвертого, восьмого, пятого и девятого сумматоров, датчики углов атаки и скольжения, курса и вертикали, выходами соединенные с входами блока определения составляющих вектора относительной скорости, два выхода которого соответственно через последовательно соединенные второй сумматор, третий сумматор, первый интегратор и последовательно соединенные шестой сумматор, седьмой сумматор, второй интегратор поданы на вторые входы четвертого и восьмого сумматоров, причем вторые входы второго, шестого, пятого и девятого сумматоров соединены соответственно с выходами третьего интегратора, четвертого интегратора, второго и шестого сумматоров, введен блок формирования корректирующих сигналов, пятью входами подключенный соответственно к выходам датчика курса и вертикали, четвертого, пятого, восьмого и девятого сумматоров, а пятью выходами соединенный с входами третьего сумматора, седьмого сумматора, третьего интегратора, четвертого интегратора и вновь введенного пятого интегратора, выход которого подан на вход первого сумматора, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости, а выход подан на третий вход блока определения составляющих вектора относительной скорости

Предлагаемая КНС представлена на фиг.2 в виде функциональной блок-схемы и включает в себя:

- датчик воздушной скорости - ДВС;

- датчик углов атаки и скольжения - ДУАС;

- датчик курса и вертикали - ДКВ;

- датчик путевой скорости и координат местоположения - ДСК;

- блок определения составляющих вектора относительной скорости - БОС;

- пять интеграторов - И1, И2, И3, И4, И5;

- девять сумматоров - C1, С2, С3, С4, С5, С6, С7, С8, С9;

- блок формирования корректирующих сигналов - БКС.

Предлагаемая КНС 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: угол атаки _АТ и угол скольжения _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 параметры угловой ориентации ЛА относительно земной поверхности - курс , крен и тангаж . 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 сумматоре C1 осуществляется учет погрешности ДВС V, оценка которой произведена на интеграторе И5:

V=V_И- V.

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

V_E=V[cos + _ATsin cos + _CKsin sin )sin +( _CKcos - _ATsin )cos ],

V_N=V[cos + _ATsin cos + _CKsin sin )cos +( _CKcos - _ATsin )sin ].

В сумматорах C2 и C6 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.

Счислении координат Х_ЕВ и Y_NB осуществляют интегрированием составляющих вектора воздушной скорости и корректирующих сигналов _К1, _К2 из БКС на интеграторах И1 и И2:

где Х_Е0 и Y_N0 - начальные значения координат Х_Е и Y_N.

Составляющие вектора скорости ветра U_E , U_N и погрешность датчика воздушной скорости V определяют на интеграторах И3, И4 и И5 на основе корректирующих сигналов _K3, _К4, _К5 из БКС следующим образом:

Корректирующие сигналы _K1, _K2, _K3, _K4, _K5 в БКС формируются следующим образом:

_K1=K₁₁ X+K₁₂ Y,

K₂=К₂₁ Х+K₂₂ Y,

_K3=K₃₁ X+K₃₂ Y,

_K4=K₄₁ X+K₄₂ Y,

_K5=K₅₁ X+K₅₂ Y,

где X и Y - разностные сигналы по координатам или скорости.

При использовании разностных сигналов по координатам сигналы X и Y формируются на сумматорах C3 и C4:

Х=Х_ЕВ-X_E,

Y=Y_NB-Y_N,

где Х _Е и Y_N координаты фактического местоположения ЛА, измеренные ДСК.

При использовании разностных сигналов по скорости сигналы Х и Y формируются на сумматорах C5 и C9:

Х=V_EB-W_E,

Y=V_NB-W_N,

где W _E и W_N составляющие вектора путевой скорости, измеренные ДСК.

Коэффициенты усиления K_ij формируются в БКС и являются элементами изменяющейся во времени матрицы усиления K(t), определяемой матричными уравнениями:

K(t)=P(t)H(t)R^-1(t),

P(t₀)=P₀.

При использовании разностных сигналов по координатам матрицы H(t) и R(t) имеют вид:

При использовании разностных сигналов по скорости матрицы H(t) и R(t) имеют вид:

Матрица F(t) и начальное значение матрицы P(t) для обоих вариантов разностных сигналов имеют вид:

где , , , , - дисперсии случайных погрешностей системы по координатам, составляющим скорости ветра, воздушной скорости - дисперсии случайных погрешностей измерителя координат фактического местоположения ЛА, - дисперсии случайных погрешностей измерителя путевой скорости ЛА, а коэффициенты матрицы F(t) равны:

f_1V=sin ,

f_2V=cos .

Формирование в БКС коэффициентов усиления K_ij в зависимости от текущих значений курса ЛА позволяет на участках маневра по курсу по отдельности оценить на интеграторах И3 и И4 составляющие скорости ветра U_E, U_N , а на интеграторе И5 - погрешность датчика воздушной скорости V.

Предлагаемая КНС выгодно отличается от устройства-прототипа тем, что измерение скорости ветра производится оптимальным образом при маневрах ЛА по курсу с одновременным автоматическим определением погрешности датчика воздушной скорости, что позволяет повысить точность определения составляющих скорости ветра, определения вектора воздушной скорости и счисления координат местоположения ЛА.

На фиг.3 представлены результаты моделирования работы предлагаемых способа и КНС-графики переходных процессов оценивания составляющих вектора скорости ветра U _E, U_N и погрешности ДВС V на участке разворота по курсу, полученные при моделировании на ЭВМ.

При этом предполагалось, что в качестве измерителя скорости и фактического местоположения используется спутниковая навигационная система и были сделаны следующие предположения:

- составляющие скорости ветра U_X, U _Y являются случайными процессами с корреляционными функциями вида R_UxUx=R_UyUy= ²e^{- | |}, где ² меняется в зависимости от высоты полета и времени года в пределах 10÷25 м/сек, а коэффициент затухания корреляционной функции ветра =10^-3÷10^-4 сек^-1;

- погрешность ДВС для определенной высоты и скорости полета является суммой постоянной величины V₀ и случайной функции времени типа "белого" шума V_C:

V= V₀+ V_C;

- ошибка измерения составляющих вектора путевой скорости W датчиком путевой скорости представляют собой флуктуационные помехи типа белого шума, интенсивность которого

где _Vx= _Vy=0.2÷0.3 м/сек.

Графики переходных процессов построены для моделируемого полета со скоростью V=250 м/с, с разворотом с угловой скоростью через 50 сек после начала коррекции и значениями составляющих скорости ветра U_E=20 м/сек, U_N=15 м/сек и погрешности ДВС V=10 м/сек.

Из приведенных графиков следует, что можно ожидать выделение составляющих скорости ветра и ошибки ДВС с заданными точностями U= V=2 м/сек через 90-120 сек после начала разворота.

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

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