Комбинированный способ формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат, комплексная система его реализации

Комбинированный способ формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат, комплексная система его реализации

Реферат

 

Изобретение относится к авиационному приборостроению, в частности к информационным средствам прицеливания и группового пилотирования летательных аппаратов (ЛА). По предлагаемому способу направляющие косинусы используемых матриц перехода вычисляют методом интегрирования дифференциальных уравнений Пуассона и инерциальной навигации, на интервале наблюдения формируют значения параметров движения наблюдаемого объекта комбинированным способом - непрерывным и дискретным. Вводят операции совместной обработки нескольких источников информации об одном и том же параметре для дополнительного повышения точности его оценивания. Комплексная система, реализующая комбинированный способ, содержит бортовую радиолокационную или/и электронно-оптическую систему, вычислитель бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы, три блока матричных преобразователей, аэрометрические датчики угла атаки и скольжения ЛА, датчик истинной воздушной скорости ЛА, четыре алгебраических сумматора, блоки датчиков абсолютных скоростей и линейных ускорений ЛА, гироинерциальную навигационную систему, четыре блока фильтров идентичных параметров, интеграторный матричный преобразователь, первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта, второй вычислитель дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта, комплексный интеграторный матричный преобразователь. Перечисленные блоки соединены между собой соответствующим образом. Технический результат состоит в повышении быстродействия и точности формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат. 2 с.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационному приборостроению, в частности к информационным средствам прицеливания и группового пилотирования летательных аппаратов.

Патентный поиск в ВПТБ по классификациям "Прицелы и их детали" МПК F 41 G 1/00-1/54, 3/16, 3/24, 11/00, "Измерение с помощью гироскопического эффекта" G 01 Р 9/00-9/04, "Измерение параметров полета самолетов, линейные" В 64 Д 43/02, G 01 Р 3/00-3/80, "Навигационные, связанные с измерением скорости или ускорения" G 01 С 21/10-21/18, "Комбинированные для измерения двух и более параметров движения" G 01 С 23/00 не позволил найти явных ни аналогов, ни прототипа. Поэтому в качестве прототипа взят способ, указанный в [1], стр. 43-49, для устройства, изложенное в [2], стр. 163, 164.

Известный способ заключается в том, что на борту ЛА O() с помощью радиолокационной или/и электронно-оптической системы (на фиг. 3, блок 1) непрерывно сопровождают объект Oб() (фиг. 1) и измеряют: - вектор относительной дальности до объекта D() D() = {D(),(),()}, где D() - модуль вектора относительной дальности, измеряемый дальномерным каналом - первый выход блока 1, (),() - углы пеленга, то есть ориентации системы координат, связанной с антенной/головкой радиолокационной/электронно-оптической системой O()X_D()Y_D()Z_D() относительно конструкции ЛА (связанной системы координат O()X₁()Y₁()Z₁(), измеряемых с помощью, например, потенциометрических датчиков угломерных каналов - девятый и десятый выходы блока 1 соответственно; - - скорость и ускорение сближения с объектом (первую и вторую локальные производные относительной дальности D() - второй и третий выходы блока 1; - _D() - вектор абсолютной угловой скорости вращения вектора D() по составляющим _XD(),_YD(),_ZD() - в проекциях на оси системы координат O()X_D()Y_D()Z_D() с помощью, например, скоростных гироскопов, устанавливаемых на антенне / головке радиолокационной / электронно-оптической бортовой системы - четвертый, пятый и шестой выходы блока 1 соответственно; - - первые производные от составляющих _YD(),_ZD() абсолютной угловой скорости - седьмой и восьмой выходы блока 1.

На фиг. 3 приведена структурная схема реализации существующего способа, где показаны: 1 - бортовые радиолокационная или/и электронно-оптическая системы, 2 - вычислитель бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы, 3 - блок первого матричного преобразователя, 4 - аэрометрический датчик угла атаки летательного аппарата, 5 - датчик истинной воздушной скорости летательного аппарата, 6 - блок второго матричного преобразователя, 7 - блок третьего матричного преобразователя, 8 - аэрометрический датчик угла скольжения летательного аппарата, 9 и 10 - соответственно первый и второй алгебраические сумматоры, 11 - блок датчиков абсолютных угловых скоростей летательного аппарата, 12 - блок датчиков линейных ускорений летательного аппарата, 13 - гироинерциальная навигационная система.

В вычислителе бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы 2 на основании перечисленных выше данных вычисляют по составляющим системы координат O()X_D()Y_D()Z_D() первую и вторую производные вектора относительной дальности D() которые по сути являются векторами относительных скорости [V_Цr()]_D = [dD()/dt]_D и ускорения [j_Цr()]_D = [d²D()/dt²]_D наблюдаемого объекта относительно летательного аппарата и поданы соответственно на его первый и второй выходы. Первый-восьмой входы блока 2 подключены соответственно к первому-восьмому выходам блока 1.

В блоке первого матричного преобразователя 3 получают синусы, косинусы углов пеленга (),(), направляющие косинусы _ij() матрицы перехода M_lD() от системы координат O()X_D()Y_D()Z_D() к системе , связанной с летательным аппаратом и формируют соответственно на втором, третьем и первом выходах значения векторов относительной дальности [D()]₁, скорости [V_Цr()]₁ и ускорения [j_Цr()]₁ наблюдаемого объекта по составляющим именно в этой системе координат [D()]₁ = M_lD()[D()0 0]_D; [V_Цr()]₁ = M_lD()[V_Цr()]_D; [j_Цr()]₁ = M_lD()[j_Цr()]_D, для чего входы блока 3 соединены соответственно первый, второй и четвертый с десятым, девятым и первым выходами блока 1, пятый и третий - с первым и вторым выходами блока 2.

Измеряют текущие значения параметров полета ЛA, а именно: - воздушную скорость V₁() с помощью, например, прибора 5 типа ДВС; - углы атаки и скольжения _AT(),_CK(), (1) аэрометрическими датчиками 4 и 8 флюгерного типа ДУА, ДУС соответственно, - линейные ускорения ЛА [j₁()]₁ = [j_1x1()j_1y1()j_1z1()]^T, где Т - символ транспонирования векторов, матриц, с помощью блока датчиков линейных ускорений 12 типа БДЛУ - выходы первый-третий соответственно, установленного осями чувствительности вдоль строительных осей ОХ₁, OY₁, ОZ₁, образующих упомянутую выше правую прямоугольную систему координат O()X₁()Y₁()Z₁(), связанную с летательным аппаратом, - абсолютные угловые скорости вращения ЛА вокруг центра масс [₁()]₁ = [_1x1() _1y1() _1z1()]^T с помощью блока датчиков угловых скоростей 11 типа БДУС - выходы первый, второй, третий соответственно, также установленного осями чувствительности вдоль строительных осей ЛА. Во втором блоке матричного преобразователя 6 получают синусы, косинусы углов _AT(),_CK() и направляющие косинусы матрицы перехода M_1V1() от системы координат O()X_V1()Y()Z(), связанной с вектором воздушной скорости, к системе O()X₁()Y₁()Z₁() и формируют на выходе блока 6 значение вектора воздушной скорости летательного аппарата [V₁()]₁ по составляющим именно в связанной с ЛА системе координат. При этом первый, второй и третий входы блока 6 подключены соответственно к выходам датчиков 4, 5 и 8.

С помощью гироинерциальной навигационной системы 13 типа ГИНС измеряют значения углов курса (), тангажа () и крена () ЛА - выходы первый, второй, третий, определяют в проекциях на оси стабилизированной системы координат O()XY_gZ вектора скорости ветра [U()]_g = [U_X()U_Yg()U_Z()]^T - выходы тринадцатый, четырнадцатый, пятнадцатый, "земной" скорости [W()]_g = [W_X()W_Yg()W_Z()]^T - выходы десятый, одиннадцатый, двенадцатый, линейных ускорений [j₁()]_g = [j_1X()j_1Yg()j_1Z()]^T - (2) выходы четвертый, пятый, шестой и линейных координат ЛА [L₁()]_g = [L_1X()L_1Yg()L_1Z()]^T - выходы седьмой, восьмой, девятый.

В блоке третьего матричного преобразователя 7 получают синусы, косинусы углов (),(),() и направляющие косинусы матрицы перехода M_g1() от связанной с летательным аппаратом O()X₁()Y₁()Z₁() к стабилизированной O()XY_gZ системе координат и формируют на втором, третьем, четвертом и первом выходах соответственно значения векторов [V₁()_g,[D()]_g,[V_Цr()]_g,[j_Цr()]_g по составляющим в стабилизированной системе координат [V₁()]_g = M_g1()[V₁()]₁; (4) [D()]_g = M_g1()[D()]₁; (5) [V_Цr()]_g = M_g1()[V_Цr()]₁; [j_Цr()]_g = M_g1()[j_Цr()]₁, для чего входы блока 7 связаны, соответственно, первый, третий и четвертый с первым, вторым и третьим выходами блока 3, второй с выходом блока 6, пятый, шестой и седьмой с первым, вторым и третьим выходами блока 13.

Вектор воздушной скорости наблюдаемого объекта [V_Ц()]_g получают на выходе сумматора 9, где реализуют зависимость [V_Ц()]_g = [V₁()]_g+[V_Цr()]_g, (6) для чего его первый и второй входы подключены соответственно к четвертому и второму выходам блока 7.

Вектор линейного ускорения наблюдаемого объекта [j_Ц()]_g получают на выходе сумматора 10, где реализуют зависимость [j_Ц()]_g = [j₁()]_g+[j_Цr()]_g (7) для чего его первый "векторный" вход соединен с четвертым-шестым выходами блока 13, а второй вход - с первым выходом блока 7.

Изложенный существующий способ "непрерывных" измерений и формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат имеет ряд существенных недостатков. Во-первых, он содержит множество громоздких цифровых операций вычисления тригонометрических функций, направляющих косинусов, матричных преобразований, что затрудняет его реализацию в реальном масштабе времени даже в современных бортовых быстродействующих цифровых управляющих вычислительных системах. Во-вторых, измеряемые данные _AT(), _CK(), (), (), (), (), (), ... содержат большие флуктуационные ошибки, которые, многократно входя в матричные преобразования, в основном и определяют низкую точность вычисляемых параметров движения.

По предлагаемому изобретению: I. Изменяют технологию получения направляющих косинусов матриц перехода M_1g(),M_gD() и вычисляют их не через тригонометрические функции текущих значений углов, а методом интегрирования дифференциальных кинематических уравнений Пуассона: и где - текущие значения производных направляющих косинусов, по данным 11 блока скоростных гироскопов БДУС _X1(),_Y1(),_Z1() и с выходов четыре-шесть блока 1 _XD(),_YD(),_ZD() соответственно, при начальных значениях интегрирования ₁₁(0),₁₂(0),...,₃₂(0),₃₃(0) и ₁₁(0),₁₂(0),...,₃₂(0),₃₃(0),, однократно и синхронно вычисляемых соответственно по (3) и по алгоритму M_gD(0) = M_g1(0)M_1D(0). При этом не только повышается более чем в два-четыре раза быстродействие вычислений матриц, но и происходит "сглаживание" флуктуационных помех операцией интегрирования, что способствует повышению точности.

II. Составляющие вектора истинной воздушной скорости V_1g(t) летательного аппарата на интервале наблюдения 0<t вычисляют сразу по составляющим стабилизированной системы координат, поскольку применяют операцию интегрирования, но теперь дифференциальных уравнений инерциальной навигации [3] по данным от блока 12 датчиков линейных ускорений БДЛУ и значений текущих решений уравнений Пуассона при начальных условиях, вычисляемых как разности соответствующих проекций "земной" скорости W_g(0) летательного аппарата и скорости ветра U_g(0), получаемых от гироинерциальной системы. Вычисленные по (4*) более точные значения V_1g(t) позволяют в свою очередь с повышенной точностью определять аналитическим методом углы атаки _AT(t) и скольжения _CK(t) ЛА а также в (6) вектор скорости [V_Ц()]_g наблюдаемого объекта.

III. Дополнительно на интервале наблюдения 0<t суммируют высокоточные значения векторов линейных координат летательного аппарата [L₁()]_g и относительной дальности [D()]_g, вычисленной по (5) с уточненным значением матрицы M_1g(), и получают высокоточные значения радиус-вектора сопровождаемого объекта [D_Ц()]_g сразу в стабилизированной неподвижной относительно воздуха (фиг. 1) системе координат B()XY_gZ [D_Ц()]_g = [L₁()]_g+[D()]_g, (8) и на основе его дискретных отсчетов на интервале наблюдения формируют дополнительные значения параметров движения наблюдаемого объекта по дополнительно внедренному, но известному, алгоритму способа "дискретных" измерений где [D_Ц(_i)]_g - дискретизируемые по времени _i значения вектора (8); - дискретные внутриинтервальные значения векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта.

Таким образом сочетают способы "непрерывных" и "дискретных" измерений (фиг. 1, 2) и реализуют предлагаемый "комбированный" способ.

IV. Дополнительно на интервале наблюдения 0<t дискретизируют по времени _i значения (6) вектора [V_Ц()]_g, полученные с использованием уточненных по п.1 матрицы M_gD() и по п.II значения вектора [V_1g(t)]_g, и формируют еще одно значение вектора ускорения наблюдаемого объекта по известному алгоритму "дискретного" способа V. Дополнительно вводят для превращения избыточной информации в повышенную точность формирования оцениваемых параметров операции совместной обработки (фильтрации) двух источников информации z₁, z₂ об одном и том же параметре u₁, например, известным образом с помощью простейшего алгоритма [4] z₁ = u₁+u;z₂ = u₁+₂; где u случайная медленноизменяющаяся ошибка определения параметров движения, присущая алгоритмам (1*), (4*), (6*), (7*), (7**); ₂ - флуктуационная случайная центрированная ошибка определения тех же соответствующих параметров движения, присущая алгоритмам (1),(4),(6), (7); T - постоянная времени алгоритма оценивания; р - оператор дифференцирования; - оценка этого параметра.

Таким образом, предлагаемым комбинированным способом устраняются недостатки существующего способа, достигается технический результат - повышенное быстродействие (реализуемость) и точность формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат.

На фиг. 4 приведена структурная схема предлагаемой комплексной системы реализации комбинированного способа формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат, где по отношению к прототипу сохранена нумерация и суть имевших место элементов структуры и дополнительно введены: 14, 17, 21, 22 - блоки фильтров идентичных параметров, 15 - интеграторный матричный преобразователь, 16 - второй вычислитель дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта, 18 - комплексный интеграторный матричный преобразователь, 19, 23 - дополнительные третий и четвертый алгебраические сумматоры, 20 - первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта.

В отличие от прототипа бортовая радиолокационная или/и электронно-оптическая система 1 первым - данные об относительной дальности D(), четвертым-шестым данные о векторе абсолютной угловой скорости вращения антенны/головки [_D()]_D = [_XD()_YD()_ZD()]^T выходами подключена дополнительно соответственно к третьему скалярному и первому "векторному" входу интеграторного матричного преобразователя 15, со вторым и четвертым входами которого соединены соответственно второй и первый выходы вычислителя бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы 2 - данные соответственно о векторах относительною ускорения [j_Цr()]_D и скорости [V_Цr()]_D наблюдаемого объекта, с пятым входом - пятый выход блока третьего матричного преобразователя 7 - данные о направляющих косинусах матрицы перехода M_g1(0) в начальный момент времени интегрирования, с шестым входом - четвертый выход блока первого матричного преобразователя 3 - данные о направляющих косинусах матрицы перехода M_1D(0) в начальный момент времени интегрирования. На первом, втором и третьем выходах интеграторного матричного преобразователя 15 формируются в процессе интегрирования соответственно вектора относительных ускорения [j_Цr()]_g, дальности [D()]_g и скорости [V_Цr()]_g наблюдаемого объекта сразу в стабилизированной системе координат и подаются на вторые входы соответственно второго 10, третьего 19 и первого 9 алгебраического сумматора.

Комплексный интеграторный матричный преобразователь 18 входами связан: первым "векторным" с первым-третьим выходами блока датчиков абсолютных угловых скоростей [₁()]₁ = [_1x1()_1y1()_1z1()]^T летательного аппарата 11, вторым "векторным" с первым-третьим выходами блока 12 датчиков линейных ускорений летательного аппарата [j₁()]₁ = [j_1x1()j_1y1()j_1z1()]^T; третьим "векторным" с выходом четвертого алгебраического сумматора 23 для ввода начальных значений интегрирования по истинной воздушной скорости [V₁(0)]_g= [(W_Xg(0)-U_Xg(0)) (W_Yg(0)-U_Yg(0)) (W_Zg(0)-U_Zg(0))] ^T; четвертым с пятым выходом блока третьего матричного преобразователя 7 для ввода начальных значений интегрирования по направляющим косинусам матрицы перехода ; выходами соединен: первым с первым входом первого сумматора и одновременно с первым выходным информационным каналом для передачи на интервале наблюдения значений вектора скорости летательного аппарата по составляющим в стабилизированной системе координат [V₁(t)]_g, вторым и четвертым со вторыми входами первого 14 и четвертого 22 блоков фильтров идентичных параметров углов атаки _AT(t) и скольжения _CK(t) соответственно; третьим с шестым выходным информационным каналом для передачи на интервале наблюдения значений матрицы перехода M_g1(). Первый алгебраический сумматор 9 связан выходом одновременно со вторым входом третьего блока фильтров идентичных параметров 21 и входом второго вычислителя дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта 16 и передает по этим связям информацию о непрерывном значении вектора скорости наблюдаемого объекта [V_Ц()]_g = [V₁()]_g+[V_Цr()]_g.

Второй алгебраический сумматор 10 первым "векторным" входом соединен с четвертым, пятым и шестым выходами гироинерциальной навигационной системы 13 для приема информации о векторе линейных ускорений летательного аппарата [j₁()]_g, а выходом связан с вторым входом второго блока фильтров идентичных параметров 17 и передает по этим связям информацию о непрерывном значении вектора ускорения наблюдаемого объекта [j_Ц()]_g = [j₁()]_g+[j_Цr()]_g.

Третий алгебраический сумматор 19 первым "векторным" входом подключен к седьмому-девятому выходам гироинерциальной навигационной системы 13 для приема информации о векторе линейных координат летательного аппарата [L₁()]_g = [L_1X()L_1Yg()L_1Z()]^T, а выходом - к входу первого вычислителя дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта 20 для передачи данных о радиус-векторе сопровождаемого наблюдаемого объекта [D_Ц()]_g = [L₁()]_g+[D()]_g.

Четвертый алгебраический сумматор 23 первым и вторым "векторными" входами связан с гироинерциальной навигационной системой 13 для приема информации о векторах, соответственно, "земной" скорости летательного аппарата [W()]_g = [W_X()W_Yg()W_Z()]^T - выходы десятый-двенадцатый, и скорости ветра [U()]_g = [U_X()U_Yg()U_Z()]^T - выходы тринадцатый-пятнадцатый.

Первый вычислитель дискретных значений векторов скорости и ускорения наблюдаемого объекта 20 первым выходом подключен к третьему входу второго блока фильтров идентичных параметров 17 и передает по этой связи информацию о дискретных значениях вектора ускорения наблюдаемого объекта , вторым выходом к первому входу третьего блока фильтров идентичных параметров 21 и передает по этой связи информацию о дискретных значениях вектора скорости наблюдаемого объекта .

Второй блок фильтров идентичных параметров 17 первым входом соединен с выходом второго вычислителя дискретных значений вектора ускорения наблюдаемого объекта 16, а выходом - с третьим выходным информационным каналом для передачи на интервале наблюдения значений оценки вектора ускорения наблюдаемого объекта по составляющим в стабилизированной системе координат .

Третий блок фильтров идентичных параметров 21 выходом подключен к четвертому выходному информационному каналу для передачи на интервале наблюдения значений оценки вектора скорости наблюдаемого объекта по составляющим в стабилизированной системе координат .

Первый блок фильтров идентичных параметров 14 первым входом связан с выходом существующего датчика угла атаки 4, а выходом подсоединен к седьмому выходному информационному каналу для передачи на интервале наблюдения значений оценки угла атаки .

Четвертый блок фильтров идентичных параметров 22 первым входом соединен с выходом существующего датчика угла скольжения 8, а выходом подключен к пятому выходному информационному каналу для передачи на интервале наблюдения значений оценки угла скольжения .

На второй выходной информационный канал, связанный непосредственно с четвертым-шестым выходами гироинерциальной навигационной системы, поступает, как и у прототипа, информация о векторе ускорения летательного аппарата по составляющим в стабилизированной системе координат [j₁()]_g.

Перечень графических материалов 1. Первый лист: Фиг. 1. Векторная схема непрерывного определения текущих координат летательного аппарата и наблюдаемого объекта.

Фиг. 2. Векторная схема дискретного определения текущих координат летательного аппарата и наблюдаемого объекта.

Фиг. 3. Схема структурная существующего устройства непрерывного формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат.

Фиг. 4. Схема структурная предлагаемой комплексной системы формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат.

Источники информации 1. Мубаракшин Р.В. и др. Прицельные системы стрельбы. Часть 1. М., ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1973, стр.39-51 по способу.

2. Балуев В. М. и др. Воздушная стрельба и прицелы. - М.: ВВИА им Н.Е. Жуковского, 1958, с.163, 164 по устройству.

3. Помыкаев И. И. и др. Навигационные приборы и системы. - М.: Машиностроение, 1983, с.286-289 по способу доп.

4. Красовский А.А. Основы теории управления и системотехники. Материалы лекций. - М.: ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1986, с.221-224 по способу доп.

Формула изобретения

1. Комбинированный способ формирования параметров движения летательного аппарата и наблюдаемого с его борта объекта в стабилизированной системе координат, заключающийся в том, что объект сопровождают с помощью бортовой радиолокационной или/и электронно-оптической системы непрерывно и при этом измеряют составляющие вектора относительной