Способ и устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата

Способ и устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области комплексного полетного контроля систем автоматического управления летательными аппаратами, в частности к средствам аппаратурно безызбыточного контроля горизонтальной ориентации дистанционно пилотируемых летательных аппаратов, минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости. Оно также может быть использовано для создания простых и высоконадежных средств контроля и резервных каналов пилотажно-навигационных систем современного самолета, защищенных от отказов и сбоев основной многократно резервированной сложной гироинерциальной системы управления.

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата, основанный на оценке поведения на нем маятниковой вертикали одномерного или двумерного вида [Тараторкин Б.С. Приборы для яхт и катеров. Справочник. Л.: Судостроение, 1984. с.156; Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.152; Проспект фирмы Авиаприбор. Трехканальные кремниевые акселерометры АТ-1304, АТ-1305. МАКС-2001]. При этом измерение отклонений аппарата от горизонтальной плоскости ведется с помощью датчиков углов потенциометрического, индуктивного, оптического типа по осям подвеса маятника. Способ прост в реализации, но имеет сравнительно низкую точность. Это определяется влиянием ускорений движения аппарата на работу маятника, трением и погрешностями съема информации об углах тангажа и крена с его датчиков углов. Вес и габариты маятниковой вертикали создают дополнительные трудности при ее размещении на легком аппарате. Дистанционный контроль ориентации маятника на аппарате ухудшает условия работы оператора управления и сокращает объем передаваемой с аппарата полезной видеоинформации.

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата при помощи гироскопической вертикали с маятниковой коррекцией [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М. Машиностроение, 1974, с.158; Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая реализация. М. Машиностроение, 1991. с.20-37], например, типа АГБ-3К, МГВ-1, МГВ-4. Гироскоп, управляемый маятником, благодаря своей устойчивости сглаживает динамические погрешности маятника. Съем контролируемой информации ведется с датчиков углов карданова подвеса гироскопа на аппарате. Способ широко применяется на современных летательных аппаратах. Он имеет необходимую точность измерения углов тангажа и крена, но его реализация на малогабаритных аппаратах создает значительные проблемы с питанием и энергопотреблением гироскопа, весом, габаритами и стоимостью аппаратуры.

Известен способ контроля горизонтальной ориентации аппарата с помощью инерциальных навигационных систем платформенного или бесплатформенного типа [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.366; Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Л.А. Навигационные приборы и системы. М.: Машиностроение, 1983. с.226]. В платформенной системе контроль углового положения аппарата ведется по углам поворота карданового подвеса горизонтально ориентированной гироплатформы. В бесплатформенной системе тангаж и крен аппарата вычисляются на основе высокоточных измерений величин и направлений кажущихся ускорений и угловых скоростей аппарата в бортовом вычислителе по сложным алгоритмам. Стоимость, габариты и вес таких систем в большинстве случаев очень велики, энергопотребление значительно, а надежность оставляет желать лучшего. Для малогабаритных дистанционно пилотируемых аппаратов с ограниченным временем функционирования и дальностью полета их применение нецелесообразно.

Известен оптический способ контроля вертикали аппарата без маятников и гироскопов [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.198; Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974. с.108]. Он основан на оптическом контроле положения горизонта планеты относительно корпуса аппарата. Способ включает коническое сканирование горизонта оптическим датчиком. Ось конуса обзора в установившемся, сбалансированном по сигналам датчика, положении аппарата проходит через центр планеты, совпадая по направлению с вертикалью места. Углы тангажа и крена аппарата вызывают отклонение конуса обзора, что фиксируется с помощью датчика. Его выгодные сигналы пропорциональны контролируемым углам. Способ применим для контроля ориентации космических аппаратов и реализуется с помощью сложных и малонадежных инфракрасных датчиков. На малогабаритных и маловысотных дистанционно пилотируемых аппаратах его реализация невозможна из-за больших ошибок контроля. Помехозащищенность способа низкая.

Известен аналитический способ построения на борту космического аппарата вертикали, по которой можно контролировать его горизонтальную ориентацию [Селезнев В.П. Навигационные устройства. - М: Машиностроение, 1974, с.208]. В основу способа положено моделирование во времени изменения широты и вертикали места аппарата по уравнению Кеплера. При этом в качестве известных параметров здесь используются: углы начального экваториального положения аппарата, заданные параметры орбиты. Способ имеет ограничения по времени работы и низкую точность из-за заложенного в нем детерминизма маловозмущенного движения аппарата по орбите.

Известен аналитический способ построения на борту космического аппарата вертикали повышенной точности, использующий два следящих телескопа, визирующих светила [Бесекерский В.А, Иванов В.А., Самотокин Б.Б. Орбитальное гирокомпасирование. СПб.: Политехника, 1993. с.140]. Исходной информацией для вычислений в БЦВМ значений контролируемых углов тангажа и крена являются: координаты звезд, положение восходящего узла, наклонение орбиты, местоположение аппарата. На основании этих данных и сигналов синусно-косинусных трансформаторов кардановых подвесов следящих телескопов БЦВМ аналитически решает задачу определения текущей горизонтальной ориентации аппарата. Надежность способа ограничена процессами поиска, опознания и сопровождения, обеспечением углов обзора и видимости конкретных светил. Его реализация на легком аппарате, совершающем атмосферный полет, крайне затруднена и имеет большую стоимость и низкую надежность.

Известен радиолокационный способ контроля горизонтальной ориентации космического аппарата, основанный на измерениях дальностей до земной поверхности в четырех направлениях, составляющих постоянный угол с плоскостью, перпендикулярной к направлению приборной вертикали [Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1974. с. 125-126]. По разности сигналов дальностей от центра масс аппарата до земной поверхности судят о малых углах тангажа и крена. Разновидность радиолокационного способа контроля горизонтальной ориентации подразумевает коническое сканирование радиолучом земной поверхности вокруг приборной вертикали аппарата. Отклонение аппарата по крену и тангажу приводит к колебательному характеру дальномерного сигнала на выходе приемника. Последующая его демодуляция позволяет выделить составляющие крена и тангажа контролируемой горизонтальной ориентации. Реализация радиолокационных способов связана с большими энергозатратами, весом и габаритами передатчика, приемника, антенно-фидерного тракта. Способы имеют низкую точность при маловысотном полете. Помехозащищенность приемопередающей радиолокационной системы и ее электромагнитная совместимость с основной электронной аппаратурой легкого дистанционно пилотируемого летательного аппарата крайне затруднена.

Известны также способы контроля горизонтальной ориентации только космических аппаратов, основанные на известных свойствах орбитального движения в околоземной среде. Они основаны на контроле плоскости орбиты и положения вектора скорости аппарата относительно ионосферы Земли [Селезнев В.П. Навигационные устройства. - М.: Машиностроение, 1974, с.210-220] гироорбитантом и ионным датчиком ориентации. Такой контроль ориентации на атмосферном аппарате невозможен.

Известен способ-прототип построения гравитационной вертикали, позволяющий контролировать горизонтальную ориентацию аппарата [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.205]. Способ заключается в одновременном измерении величин и направлений кажущихся линейных ускорений и угловой скорости аппарата, находящегося в центральном гравитационном поле. Величины и направления кажущихся линейных ускорений измеряются в двух фиксированных, равноудаленных от центра вращения аппарата точках. Вычисляется величина и направление составляющей кажущегося линейного ускорения, зависящей от угловой скорости вращения аппарата и удаления точки измерения кажущегося линейного ускорения от центра вращения. После чего определяются величина и направление разности измеренных кажущихся линейных ускорений без скомпенсированной величины и направления составляющей кажущегося линейного ускорения от угловой скорости вращения аппарата. Полученные при этом проекция разности скомпенсированного кажущегося линейного ускорения на продольную ось связанной системы координат пропорциональна оценке крена, а проекция разности - на поперечную ось связанной системы координат пропорциональна оценке тангажа контролируемой горизонтальной ориентации аппарата.

Применение в способе-прототипе только измерения кажущегося линейного ускорения и угловой скорости аппарата позволяет создать сравнительно простую, экономичную и надежную малогабаритную систему контроля ориентации аппарата на освоенных промышленностью микромеханических датчиках. Однако способ требует для своей реализации исключительно точных измерителей кажущегося линейного ускорения аппарата - акселерометров, их точного и стабильного симметрирования и расположения на аппарате. Его чувствительность зависит от величины взаимной удаленности акселерометров, что создает конструктивные проблемы для реализации, особенно на корпусе малогабаритного аппарата. Вибрации корпуса аппарата в двух удаленных точках измерения величин и направлений кажущегося линейного ускорения существенно влияют на установившиеся ошибки контроля горизонтальной ориентации аппарата.

Известно устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата - блок сравнения и предельного крена (БСПК) [Бондарчук И.Е., Харин В.И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета ЯК-40. М.: Транспорт. 1982. с.205; Перескоков А.Н. Приборное оборудование вертолетов МИ-8 (Т, МТ, МТВ, АМТ). СПб.: Академия ГА. 2003. с.19]. Устройство содержит две следящие системы с сельсинами - датчиками двух одинаковых авиагоризонтов (гировертикалей), релейные усилители, выполняющие функции компараторов, и ламельные схемы сигнализации предельных углов крена и тангажа аппарата. Авиагоризонты измеряют контролируемые углы тангажа и крена аппарата. Отказ одного из них создает рассогласование одноименных сигналов сельсинов и приводит к срабатыванию соответствующего компаратора, информирующего о неисправности прибора. Ламельные схемы сигнализации, связанные со следящими системами углов крена и тангажа, контролируют горизонтальную ориентацию аппарата при исправных авиагоризонтах. Габариты, вес, энергопотребление, стоимость такой системы не позволяют применить ее на летком аппарате. Применение авиаторизонтов, а тем более их резервирование для контроля горизонтальной ориентации, представляется излишним.

Известно устройство контроля горизонтальной ориентации аппарата для трех авиагоризонтов (гировертикалей), построенное по мажоритарному методу работы - блок контроля крена (БКК) [Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая реализация. М.: Машиностроение, 1991. с.38]. Помимо трех авиагоризонтов оно содержит три нелинейных элемента, образующих кворум-элемент, и компараторы. Последние проводят непрерывное сравнение выходных сигналов каждого из трех авиагоризонтов с их осредненным сигналом, полученным на выходе кворум-элемента. Осредненный сигнал, пропорциональный крену (тангажу), сравнивается также с допустимым значением крена (тангажа) горизонтальной ориентации аппарата. Устройство контролирует отказы авиагоризонтов и горизонтальную ориентацию аппарата с высокой точностью, надежностью и в широком диапазоне изменения крена и тангажа. Однако, как и для блока сравнения и предельного крена (БСПК), здесь необходимо избыточное число авиагоризонтов, размещение которых на малогабаритном дистанционно пилотируемом аппарате крайне затруднено, связано с ростом его стоимости, габаритов, энергопотребления.

Известно устройство контроля горизонтальной ориентации аппапарата - прототип, построенное по принципу гравитационной вертикали [Селезнев В.П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение, 1974, с.205]. Оно содержит три пары акселерометров (два векторных акселерометра), установленных на штанге и помещенных в карданов подвес, блок вычитания выходных сигналов коллинеарных акселерометров, усилители, двигатели приводов карданова подвеса. Схема компенсации угловых ускорений штанги содержит также датчики угловых скоростей штанги. Выходы пар коллинеарных акселерометров, расположенных симметрично на концах штанги, соединены со входами блока вычитания. Эти входы соединены и с выходом схемы компенсации угловых ускорений штанги. Усилители и двигатели по осям карданова подвеса образуют приводы отработки углового положения штанги с акселерометрами. Входы усилителей этих приводов соединены с выходами блока вычитания так, что штанга с акселерометрами может поворачиваться в осях карданова подвеса до момента компенсации сигналов кажущихся ускорений, полученных с симметрично расположенных акселерометров. При этом продольная ось штанги устанавливается по направлению гравитационного поля Земли - гравитационной вертикали. Тогда контроль горизонтальной ориентации аппарата ведется по углам поворота карданова подвеса штанги. Устройство не содержит дорогих, энергоемких, тяжелых и габаритных гироскопов. Точность контроля угловой ориентации с применением существующих акселерометров инерциального типа может быть высокой, а их надежность много больше надежности авиагоризонтов (гировертикалей).

Недостатком известного устройства, выбранного за прототип, является реализация в нем механистического принципа контроля ориентации по углам поворота карданова подвеса. Требования, предъявляемые к точности, стабильности, технологии конструкции штанги для симметричных акселерометров, очень высокие. Размещение карданова подвеса и штанги с акселерометрами на малогабаритном аппарате практически затруднено.

Основной задачей, на решение которой направлены заявленный способ и устройство, является контроль горизонтальной ориентации малогабаритного летательного аппарата, повышение его точности и надежности с аппаратурно безызбыточными средствами минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости. Реализация контроля предусматривает выполнение простейших, безынерционных, надежных элементарных вычислений. В совокупности с известными микромеханическими средствами измерениями параметров движения это позволит создать малогабаритные дистанционно пилотируемые аппараты, расширит функциональные возможности современных спутниковых навигационных систем в плане определения параметров горизонтальной ориентации аппарата.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленной группы изобретений, является создание аппаратурно безызбыточных комплексных систем автоматического управления и контроля повышенной точности, надежности, достоверности контроля с высокими технико-экономическими показателями по габаритам, весу, энергопотреблению, стоимости, удобству их эксплуатации на легком летательном аппарате.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля горизонтальной ориентации аппарата, основанном на измерении величины и направления кажущегося линейного ускорения, согласно изобретению одновременно измеряют текущие величину и направление абсолютного и кажущегося линейного ускорения аппарата, определяют величину и направление разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата, а затем - отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную ось связанной системы координат к величине ускорения силы тяжести и отношение проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на поперечную ось связанной системы координат к проекции разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения на нормальную ось связанной системы координат, после чего определяют контролируемую горизонтальную ориентацию аппарата согласно соотношениям:

где , - оценки тангажа, крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата, угл. град;

Δ_X, Δ_Y, Δ_Z - проекции величины и направления разности кажущегося и абсолютного линейного ускорения аппарата на продольную, нормальную и поперечную оси связанной системы координат, м/с²;

g - величина ускорения силы тяжести в точке местоположения аппарата, м/с²,

и сравнивают ее с заданными значениями.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля горизонтальной ориентации аппарата, содержащее последовательно соединенные акселерометр и блок вычитания, дополнительно введены датчик абсолютного линейного ускорения аппарата, выход которого соединен со вторым вычитающим входом блока вычитания, а также последовательно соединенные задатчик величины ускорения силы тяжести, блок определения составляющих ориентации, второй вход которого соединен с выходом блока вычитания, и блок компараторов, вторым входом соединенный с задатчиком горизонтальной ориентации аппарата.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата датчик абсолютного линейного ускорения аппарата содержит датчики продольной, нормальной и поперечной линейной скорости аппарата, датчики угловой скорости тангажа, крена, рыскания аппарата, три дифференциатора, три сумматора, шесть умножителей так, что первые входы первого дифференциатора, первого и второго умножителей соединены с датчиком продольной линейной скорости аппарата, первые входы второго дифференциатора, третьего и четвертого умножителей соединены с датчиком нормальной линейной скорости аппарата, первые входы третьего дифференциатора, пятого и шестого умножителей соединены с датчиком поперечной линейной скорости аппарата, вторые входы первого и третьего умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости тангажа, вторые входы второго и шестого умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости рыскания, вторые входы четвертого и пятого умножителей соединены с выходом датчика угловой скорости крена, первый суммирующий вход первого сумматора соединен с выходом первого дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом третьего умножителя, третий суммирующий вход - с выходом шестого умножителя, а выход - с выходом продольной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата, первый суммирующий вход второго сумматора соединен с выходом второго дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом пятого умножителя, третий суммирующий вход - с выходом первого умножителя, а выход - с выходом нормальной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата, первый суммирующий вход третьего сумматора соединен с выходом третьего дифференциатора, второй вычитающий вход - с выходом второго умножителя, третий суммирующий вход - с выходом четвертого умножителя, а выход - с выходом поперечной составляющей абсолютного линейного ускорения аппарата.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата, содержащем датчик продольной линейной скорости аппарата, он выполнен в виде датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а устройство дополнительно содержит последовательно соединенные датчик угла атаки, первый функциональный преобразователь, седьмой умножитель, второй вход которого через второй функциональный преобразователь соединен с выходом датчика угла скольжения, восьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход - образует поперечную линейную скорость аппарата, последовательно соединенные датчик угла атаки, третий функциональный преобразователь инвертор, девятый умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, а выход - образует нормальную линейную скорость аппарата.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата блок определения составляющих ориентации содержит первую, вторую схемы деления, четвертый, пятый функциональный преобразователи так, что первый вход блока определения составляющих ориентации соединен с первым входом делителя первой схемы деления, второй вход делимого которой соединен с входом разности продольных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока определения составляющих ориентации, выход первой схемы деления через четвертый функциональный преобразователь соединен с выходом оценки тангажа контролируемой горизонтальной ориентации аппарата, первый вход делителя второй схемы деления соединен с входом разности нормальных кажущегося и абсолютного линейных ускорений, второй вход делимого - с входом разности поперечных кажущегося и абсолютного линейных ускорений на втором входе блока определения составляющих ориентации, выход второй схемы деления через пятый функциональный преобразователь соединен с выходом оценки крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата.

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для контроля горизонтальной ориентации аппарата блок компараторов содержит первый, второй компараторы и схему ИЛИ, первый вход которой соединен с выходом первого компаратора, один вход которого соединен с первым входом блока компараторов оценки тангажа, а другой вход - со вторым входом блока компараторов заданной горизонтальной ориентации по тангажу, второй вход схемы ИЛИ соединен с выходом второго компаратора, один вход которого соединен с первым входом блока компараторов оценки крена, другой вход - со вторым входом блока компараторов заданной горизонтальной ориентации по крену, выход схемы ИЛИ является выходом устройства контроля горизонтальной ориентации.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - способа и устройства контроля горизонтальной ориентации аппарата. Технический результат достигается за счет определения на борту аппарата проекций вектора ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат и решения соответствующих уравнений относительно тригонометрических функций углов тангажа и крена контролируемой горизонтальной ориентации аппарата. При появлении существенных отличий этих углов ориентации от заданных значений фиксируется отказ системы управления аппаратом.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественных всем признакам заявленного способа и устройства контроля горизонтальной ориентации аппарата, отсутствуют, следовательно, заявленное изобретение соответствует условию ″новизна″.

Результаты поиска известных технических решений в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного изобретения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники.

Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата и изобретение не основано на:

- дополнении известного устройства-аналога какой-либо известной частью, присоединенной к нему по известным правилам, для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно этого дополнения;

- замене какой-либо части устройства-аналога другой известной частью для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно такого дополнения;

- исключении какой-либо части устройства-аналога с одновременным исключением обусловленной ее наличием функции и достижением обычного для такого исключения результата;

- увеличении количества однотипных элементов для усиления технического результата, обусловленного наличием в устройстве именно таких элементов;

- выполнении известного устройства-аналога или его части из известного материала для достижения технического результата, обусловленного известными свойствами материала;

- создании устройства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между которыми осуществлены на основании известных правил, и достигаемый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого устройства и связей между ними;

- изменении количественного признака (признаков) устройства и предоставленнии таких признаков во взаимосвязи либо изменении вида взаимосвязи, если известен факт влияния каждого из них на технический результат, и новые значения этих признаков или их взаимосвязь могли быть получены исходя из известных зависимостей, следовательно, заявленное изобретение соответствует ″изобретательскому уровню″.

На фиг.1 изображено положение систем координат, скоростей, ускорений, углов контролируемой горизонтальной ориентации и приняты следующие обозначения:

О X_O Y_O Z_O - земная горизонтальная система координат, центр которой - точка О, расположен в центре масс аппарата, ось О X_O - горизонтальная ось направления движения, ось OY_O - местная вертикаль, а ось OZ_O - горизонтальная ось перпендикулярна направлению движения;

О X Y Z - связанная система координат аппарата, центр которой также расположен в центре масс, ось OX - продольная ось связанной системы координат; ось OY - нормальная ось связанной системы координат; ось OZ - поперечная ось связанной системы координат;

О X_a Y_a Z_a - скоростная система координат, центр которой в центре масс, ось О X_a - скоростная ось совпадает по направлению с вектором скорости аппарата; ось OY_a - ось подъемной силы, лежит в плоскости симметрии, перпедикулярна OX_a; ось OZ_a - боковая ось, направлена в сторону правого крыла и перпендикулярна плоскости

O X_a Y_a,

ψ, ϑ, γ - углы курса, тангажа и крена определяют взаимное угловое положение систем координат О X_O Y_O Z_O и O X Y Z;

α, β - углы атаки и скольжения определяют взаимное угловое положение систем координат О Х Y Z и О X_a Y_a Z_a;

- вектор ускорения силы тяжести;

- вектор скорости аппарата;

V_X, V_Y, V_Z - проекции вектора скорости на оси связанной системы координат;

W_X, W_Y, W_Z - проекции вектора абсолютного линейного ускорения на оси связанной системы координат;

ω_X, ω_Y, ω_Z - проекции вектора угловой скорости крена, рыскания, тангажа на оси связанной системы координат.

На фиг.2 приведена структурная схема устройства контроля горизонтальной ориентации аппарата по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:

1 - акселерометр;

2 - блок вычитания;

3 - датчик абсолютного линейного ускорения аппарата;

4 - блок определения составляющих ориентации;

5 - задатчик величины ускорения силы тяжести;

6 - блок компараторов;

7 - задатчик горизонтальной ориентации.

На фиг.3 приведена структурная схема датчика 3 абсолютного линейного ускорения аппарата по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:

8 - датчик продольной линейной скорости;

9 - датчик нормальной линейной скорости;

10 - датчик поперечной линейной скорости;

11 - датчик угловой скорости тангажа;

12 - датчик угловой скорости крена;

13 - датчик угловой скорости рыскания;

14-1, 14-2, 14-3 - первый, второй, третий дифференциаторы;

15-1, 15-2, 15-3 - первый, второй, третий сумматоры;

16-1, 16-2, 16-3, 16-4, 16-5, 16-6 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой умножители.

На фиг.4 приведена структурная схема варианта реализации датчика 8 продольной линейной скорости, датчика 9 нормальной линейной скорости, датчика 10 поперечной линейной скорости по п.4 формулы, где приняты следующие обозначения:

16-7, 16-8, 16-9 - седьмой, восьмой, девятый умножители;

17 - датчик воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат;

18 - датчик угла атаки;

19-1, 19-2, 19-3 - первый, второй, третий функциональные преобразователи;

20 - датчик угла скольжения;

21 - инвертор.

На фиг.5 приведена структурная схема блока 4 определения составляющих ориентации по п.5 формулы, где приняты следующие обозначения:

22-1, 22-2 - первая, вторая схемы деления;

19-4, 19-5 - четвертый, пятый функциональные преобразователи.

На фиг.6 приведена структурная схема блока 6 компараторов по п.6 формулы, где приняты следующие обозначения:

23-1, 23-2 - первый, второй компаратор;

24 - схема ИЛИ.

Сущность способа контроля горизонтальной ориентации аппарата поясняется чертежом (фиг.1) и состоит в определении положения его приборной вертикали через текущие вычисления проекций вектора ускорения силы тяжести, кажущегося и абсолютного линейных ускорений на оси связанной системы координат OXYZ. В предложенном способе вычисляются разности измеренного кажущегося и вычисленного абсолютного линейных ускорений в точке местоположения измерителя на аппарате. При этом величина и направление кажущегося линейного ускорения аппарата, определяемого измерителем - акселерометром, имеет следующее выражение [1, с.79];

где а - величина вектора кажущегося линейного ускорения, м/с²;

W - величина вектора абсолютного линейного ускорения, м/с²;

g - величина вектора ускорения силы тяжести {2, с.791], м/с².

Измерение кажущегося линейного ускорения возможно либо одним трехмерным векторным акселерометром [1, с.79], либо тремя одномерными взаимно ортогональными акселерометрами, оси чувствительности которых направлены по осям связанной системы координат O X Y Z.

Величина и направление вычисленного абсолютного линейного ускорения определяется дифференцированием измеренных проекций абсолютной скорости аппарата на его связанные оси либо от доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС), либо от спутниковой навигационной системы (СНС) [3, с.118], либо вычисляется по выражению [4, с.340]:

где - проекции вектора абсолютного линейного ускорения;

- проекции вектора абсолютной линейной скорости;

- проекции вектора абсолютной угловой скорости аппарата.

Величина и направление искомой разности кажущегося и абсолютного линейных ускорений будет:

В скалярной форме векторное соотношение (4) в проекциях на оси связанной системы координат O X Y Z можно записать в виде:

где - проекции вектора кажущегося линейного ускорения;

- проекции вектора ускорения силы тяжести.

В соответствии с фиг.1 взаимосвязь горизонтальной земной системы координат

О X_о Y_о Z_о, где известна величина и направление вектора ускорения силы тяжести, и связанной системы координат О Х Y Z аппарата определяется соотношением:

где ; ;

- матрицы поворотов аппарата на углы крена γ, тангажа ϑ, рыскания ψ.

Аналогично в соответствии с фиг.1 взаимосвязь скоростной системы координат

О X_a Y_a Z_a, где определяется величина и направление вектора абсолютной линейной скорости, и связанной системы координат О X Y Z определяется соотношением:

где

- матрицы элементарных поворотов аппарата на углы скольжения β и атаки α. По (6) проекции вектора ускорения силы тяжести будут определяться соотношением вида:

где - проекции вектора ускорения силы тяжести на оси земной горизонтальной системы координат OX_OY_OZ_O.

По (7) проекции вектора абсолютной линейной скорости могут определяться преобразованием вида:

где - проекции вектора абсолютной скорости на оси скоростной системы координат О X_a Y_a Z_a.

По соотношению (8) проекции вектора ускорения силы тяжести:

Проекции вектора абсолютного линейного ускорения (3) имеют вид

где проекции вектора абсолютной линейной скорости могут определяться по выражению (9) через аэрометрические полетные параметры скорости V, углов атаки α и скольжения β в виде:

В том случае, когда в качестве измерителя проекции V_X применяется датчик воздушной скорости по продольной оси связанной системы координат, то по формулам (12) можно вычислить и проекции:

По выражениям (5) и (10) можно записать:

где - проекции разн