Способ измерения угла крена летательного аппарата и устройство для его реализации



Способ измерения угла крена летательного аппарата и устройство для его реализации
Способ измерения угла крена летательного аппарата и устройство для его реализации
Способ измерения угла крена летательного аппарата и устройство для его реализации
Способ измерения угла крена летательного аппарата и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2475863:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники (ГОУ ВПО ТУСУР) (RU)

Изобретение предназначено для использования в пилотажно-навигационных системах ориентации летательного аппарата при заходе на посадку по приборам. Способ измерения угла крена и устройство для его реализации заключаются в том, что из точки с известными координатами излучают горизонтально линейно поляризованные электромагнитные волны, при этом на борту летательного аппарата осуществляют прием электромагнитных волн и по измеренным амплитудам синфазных ортогонально линейно поляризованных составляющих принятого сигнала определяется угол крена. Достигаемым техническим результатом является исключение постоянного накапливания с течением времени ошибки измерений и нечувствительность к перегрузкам, которые возникают в случае нестационарного режима полета. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в пилотажно-навигационных системах ориентации летательного аппарата (ЛА), например, при заходе на посадку по приборам.

Известные способы и устройства измерения угла крена ЛА основаны на использовании инерциальных систем навигации, в частности гироскопических систем ориентации [1-3]. Таким способам измерения и устройствам, их реализующих, присущ ряд недостатков. Во-первых, с течением времени происходит постоянное накопление ошибки измерений и за один час полета она составляет величину единицы градусов [1, 2]. Во-вторых, если ЛА развивает значительные перегрузки, то происходит увеличение собственной скорости прецессии гироскопа, что в ряде случаев приводит к полной потере его работоспособности [1].

Поскольку известные способы измерения угла крена ЛА и устройства, их реализующие, основаны на другом физическом принципе по сравнению с заявляемым, то они не могут рассматриваться в качестве аналогов, так как не имеют общих признаков.

Сущность заявляемого способа измерения угла крена ЛА заключается в следующем.

Из точки (О) с известными координатами излучают горизонтально линейно поляризованные электромагнитные волны (см. фиг.1). Выберем систему координат таким образом, что направление излучения электромагнитных волн совпадает с осью OZ. Ось OY перпендикулярна горизонтальной плоскости OZX, а ось OX находится в этой плоскости. Совместно они образуют исходную неподвижную декартовую систему прямоугольных координат. Вектор напряженности электрического поля (или плоскость поляризации, проходящая через вектор и направление распространения) излучаемых электромагнитных волн совпадает с горизонтальной плоскостью.

На борту ЛА, находящегося в точке O' (см. фиг.1), связанная с корпусом система прямоугольных координат организована таким образом, что в исходном состоянии, когда угол крена ЛА равен нулю, вертикальная O'YC и поперечная O'XC, оси ЛА совпадают соответственно с осями OY и OX неподвижной прямоугольной системы координат источника излучения электромагнитных волн. Таким образом, вертикальная ось ЛА O'YC в отсутствие крена совпадает с перпендикуляром к горизонтальной плоскости, т.е. с осью OY, а поперечная ось O'XC находится в горизонтальной плоскости.

Прием горизонтально линейно поляризованных электромагнитных волн на борту ЛА осуществляется в собственном линейном ортогональном поляризационном базисе Y'O'X', единичные орты которого составляют величину -45° с вертикальной O'YC и поперечной O'XC осями ЛА соответственно. При этом углы откладываются по ходу движения часовой стрелки относительно оси OZ. Выбранная ориентация измерительного поляризационного базиса позволяет на борту ЛА разделить принятую электромагнитную волну на две синфазные ортогонально линейно поляризованные составляющие и . После чего измеряются амплитуды Ax и Ay составляющих и вектора напряженности электрического поля и определяется угол крена γ.

Установим связь между амплитудами Ax и Ay синфазных линейно ортогонально поляризованных составляющих и и углом крена γ ЛА.

Для установления такой связи воспользуемся известным [4-6] формализмом векторов и матриц Джонса. Тогда составляющие сигналов и в собственном измерительном линейном поляризационном базисе Y'O'X' на входе приемника определяются, опуская временную зависимость, с помощью преобразований вида:

где - вектор Джонса излучаемой горизонтально линейно поляризованной волны, записанный в исходном декартовом поляризационном базисе,

- оператор поворота на угол крена ±γ,

+γ - крен положителен (правое крыло, или поперечная ось ЛА, находится ниже горизонтальной плоскости),

-γ - крен отрицателен, правое крыло находится выше горизонтальной плоскости,

- оператор поворота на угол -θ (θ - угол ориентации собственной измерительной системы координат ЛА Y'O'X' относительно вертикальной O'YC и поперечной O'XC осей ЛА),

- оператор первого плеча линейного поляризационного разделителя, собственный орт которого в исходном (γ=0°) совпадает с вектором ,

- оператор второго плеча поляризационного разделителя, собственный орт которого совпадает с вектором .

Проделав в (1) и (2) необходимые матричные преобразования и используя известные соотношения [7, 8], найдем отношение амплитуд Ax и Ay, а также фазы φx и φy ортогонально линейно поляризованных сигналов и на выходе приемника, имеющего, например, линейную амплитудную характеристику:

Подставляя в (3) θ=45°, получим после преобразований соотношение для измерения угла крена γ ЛА в виде:

где +γ - соответствует положительному углу крена, когда правое крыло (поперечная ось ЛА) находится ниже горизонтальной плоскости,

-γ - соответствует отрицательному углу крена, когда правое крыло (поперечная ось ЛА) находится выше горизонтальной плоскости,

Ax - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля ,

Ay - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля .

Обращаясь к фиг.1 и анализируя (5), видно, что если отношение , то угол крена γ=0°. Когда , то угол крена положителен γ>0°, а если , то угол крена γ отрицателен γ<0°.

В случае если приемник имеет логарифмическую амплитудную характеристику, то отношение амплитуд двух сигналов получается вычитанием значений логарифмов амплитуд двух сигналов, что эквивалентно образованию логарифма отношения [9]:

Использование заявляемой совокупности признаков для измерения угла крена ЛА в известных решениях автором не обнаружено.

На фиг.2 представлена структурная электрическая схема устройства, реализующего предложенный способ измерения угла крена летательного аппарата. Устройство содержит передатчик 1 и передающую антенну 2, расположенные в точке с известными координатами. На борту летательного аппарата устройство содержит приемную антенну 3, линейный поляризационный разделитель 4, амплитудный угловой дискриминатор 5, вычислитель 6.

На фиг.3 представлена структурная электрическая схема первого варианта исполнения амплитудного углового дискриминатора 5, включающего в себя первый смеситель 7, второй смеситель 2, первый линейный усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 8, первый амплитудный детектор 9, гетеродин 10, схему деления 11, второй смеситель 12, второй линейный усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 13, второй амплитудный детектор 14.

На фиг.4 представлена структурная электрическая схема второго варианта исполнения амплитудного углового дискриминатора 5, включающего в себя первый смеситель 15, первый логарифмический усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 16, первый амплитудный детектор 17, гетеродин 18, схему вычитания 19, второй смеситель 20, второй логарифмический усилитель промежуточной частоты (УПЧ) 21, второй амплитудный детектор 22.

Устройство работает следующим образом.

Передатчик 1 через передающую антенну 2 излучает в направлении ЛА горизонтально линейно поляризованные электромагнитные волны, вектор напряженности электрического поля которых совпадает с горизонтальной плоскостью.

На борту ЛА приемная антенна 3 осуществляет прием электромагнитных волн, после чего сигнал поступает на линейный поляризационный разделитель 4, где, происходит разложение принятой электромагнитной волны на две синфазные ортогонально линейно поляризованные составляющие и ориентация векторов которых составляют угол -45° с вертикальной O'YC и поперечной O'XC осями ЛА соответственно. После чего ортогонально линейно поляризованные составляющие и поступают на соответствующие им входы амплитудного углового дискриминатора 5, где происходит измерение амплитуд Ax и Ay ортогонально линейно поляризованных синфазных составляющих векторов напряженности электрического поля и соответственно. Затем по измеренным амплитудам Ax и Ay вычислитель 6 в соответствии с алгоритмом (5) определяет угол крена γ ЛА.

Амплитудный угловой дискриминатор 5 формирует по измеренным амплитудам Ax и Ay отношение амплитуд двух сигналов в случае линейной амплитудной характеристики усилителей промежуточной частоты (см. фиг.3). Тогда каждая ортогональная линейно поляризованная составляющая и поступает на соответствующие им первые входы смесителей 7 и 12, а на их вторые входы поступает сигнал с выхода гетеродина 10. Затем сигналы промежуточной частоты с выходов смесителей 7 и 12 поступают соответственно на входы усилителей промежуточной частоты 8 и 13, имеющих линейную амплитудную характеристику с одинаковыми частотными и фазовыми характеристиками. Выходные сигналы усилителей промежуточной частоты поступают на соответствующие им входы амплитудных детекторов 9 и 14. Выходные сигналы амплитудных детекторов 9 и 14, которые однозначно связаны с амплитудами Ax и Ay ортогонально линейно поляризованных составляющих и поступают на соответствующие входы схемы деления 11, где происходит формирование отношения амплитуд двух сигналов.

В случае если усилители промежуточной частоты 16 и 21 имеют логарифмическую амплитудную характеристику (фиг.4), то схема деления 11 заменяется схемой вычитания 19 и на выходе формируется разность логарифмов амплитуд двух сигналов, что эквивалентно образованию логарифма отношения амплитуд этих сигналов (6).

В 3-см диапазоне длин волн заявляемое устройство измерения угла крена ЛА может быть выполнено следующим образом.

В качестве передатчика 1 может использоваться, например, генератор высокочастотных колебаний типа Г4-56 (см. [10], с.20), к выходу которого подключена рупорная передающая антенна 2 ([11], с.248), которая имеет собственную линейную горизонтальную поляризацию.

Приемная антенна 3 может быть выполнена в виде круглого рупора (см. [12], с.510).

Линейный поляризационный разделитель 4 может быть выполнен в виде волновода круглого сечения с переходом на два ортогонально расположенных волновода прямоугольного сечения (см. [7], с.343).

Амплитудный угловой дискриминатор 5, выполненный в соответствии с функциональными схемами, приведенными на фиг.3 и фиг.4, полностью совпадают с аналогичными амплитудными дискриминаторами известной амплитудно-амплитудной моноимпульсной системы (см. [9], с.15, с.26).

Вычислитель 6 может быть выполнен на базе бортового компьютера ЛА.

По сравнению с широко используемыми на практике методами и техникой измерения угла крена ЛА, основанными на применении инерциальных средств навигации, заявляемые способ и устройство определения угла крена ЛА позволяют избежать постоянного накапливания с течением времени ошибки измерения и они не чувствительны к перегрузкам, которые возникают в случае нестационарного режима полета ЛА - изменение скорости и направления полета.

Источники информации

1. Д.С.Пельпор, В.В.Ягодкин. Гироскопические системы. - М., Высшая школа, 1977. - 216 с.

2. Агаджапов П.А., Воробьев В.Г. и др. Автоматизация самолетовождения и управления воздушным движением. - М.: Транспорт, 1980. - 357 с.

3. Ярлыков М.С. Статистическая теория радионавигации. - М.: Радио и связь, 1985. - 344 с.

4. О'Лейл Э. Введение в статистическую оптику. Пер. с англ. Под ред. Паршина П.Ф. - М.: Мир, 1966. - 254 с.

5. Корнблит С. СВЧ оптика. Пер. с англ. Под ред. Фролова О.П. - М.: Связь, 1980. - 360 с.

6. Азам Р., Бамара П. Эллипсометрия и поляризованный свет. - М.: Мир, 1981. - 588 с.

7. Канарейкин Д.Б., Павлов Н.Ф., Потехин В.А. Поляризация радиолокационных сигналов. - М.: «Советское радио», 1966. - 440 с.

8. Канарейкин Д.Б., Потехин В.А., Шишкин И.Ф. Морская поляриметрия. - Л.: Судостроение, 1963. - 328 с.

9. Леонов А.И., Фомичев К.И. Моноимпульсная радиолокация. - М.: «Советское радио», 1970.

10. Носов B.C. Справочник по радиоизмерительным приборам. - М.: «Советское радио», 1978.

11. Дрябкин А.Л. и др. антенно-фидерные устройства. - М.: «Советское радио», 1974.

12. Жук М.С, Молочков Ю.Б. Проектирование антенно-фидерных устройств. - М.: «Энергия», 1966.

1. Способ измерения угла крена летательного аппарата при его движении на источник излучения электромагнитных волн, отличающийся тем, что из точки с известными координатами излучают горизонтально линейно поляризованные электромагнитные волны, вектор напряженности электрического поля которых совпадает с горизонтальной плоскостью, принимают электромагнитные волны на борту летательного аппарата в собственном линейном ортогональном поляризационном базисе, единичные орты которого составляют величину -45° с поперечной и вертикальной осями летательного аппарата, измеряют амплитуды Ах и Аy синфазных ортогонально линейно поляризованных составляющих и вектора напряженности электрического поля , рассчитывают угол крена γ между поперечной осью летательного аппарата и горизонтальной плоскостью по формуле:

где +γ - положительный угол крена летательного аппарата (правое крыло летательного аппарата находится ниже горизонтальной плоскости);
-γ - отрицательный угол крена летательного аппарата (правое крыло летательного аппарата находится выше горизонтальной плоскости);
Ax - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля
Ay - амплитуда линейно поляризованной составляющей вектора напряженности электрического поля

2. Устройство для измерения угла крена летательного аппарата, отличающееся тем, что в точке с известными координатами располагается передатчик, выход которого подключен к входу передающей антенны, и расположенные на борту летательного аппарата приемная антенна, выход которой подключен к входу линейного поляризационного разделителя, два выхода которого подключены к соответствующим двум входам амплитудного углового дискриминатора, выход которого подключен к входу вычислителя угла крена летательного аппарата по измеренным амплитудным Ах и Ау синфазных ортогонально линейно поляризованных составляющих и вектора напряженности электрического поля принятых электромагнитных волн, причем если отношение Ахy=1, то правое крыло летательного аппарата находится в горизонтальной плоскости и угол крена равен 0°, если Ахy>1, то правое крыло летательного аппарата находится ниже горизонтальной плоскости и это соответствует положительному углу крена, если Ахy<1, то правое крыло летательного аппарата находится выше горизонтальной плоскости и это соответствует отрицательному углу крена летательного аппарата, причем вектор напряженности электрического поля излучаемых горизонтально линейно поляризованных электромагнитных волн совпадает с горизонтальной плоскостью, а линейный поляризационный разделитель ориентирован так, что его собственные орты, на которые он разделяет принятую электромагнитную волну, составляют угол -45° с вертикальной и поперечной осями летательного аппарата соответственно.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в системах посадки летательных аппаратов по приборам. .

Изобретение относится к светотехнике, в частности к светосигнальным системам, предназначенным для ориентации в ночное время, в сумерках и сложных метеоусловиях пилотов летательных аппаратов (ЛА) при взлете, посадке и пробеге относительно оси взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Изобретение относится к системам и средствам обеспечения посадки летательных аппаратов. .

Изобретение относится к способу и устройству управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к области радиолокационного оборудования летательных аппаратов (ЛА) и оборудования взлетно-посадочных полос (ВПП). .

Изобретение относится к способам обеспечения безопасности эксплуатации летательных аппаратов

Изобретение относится к гидроавиации, в частности к самолетам-амфибиям, и предназначено для использования в автоматических системах управления посадкой и взлетом с водной поверхности самолетов-амфибий

Изобретение относится к инструментальным системам захода самолетов на посадку

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки. Способ управления ЛА при заходе на посадку включает измерение параметров движения ЛА, коррекцию, с помощью любого из известных методов комплексной обработки информации, погрешностей параметров движения по данным от спутниковой навигационной системы, формирование, на основе откорректированных координат ЛА и координат торцов взлетно-посадочной полосы (ВПП), курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, автоматическое или ручное управление угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом сигналов углов отклонения по курсу и глиссаде, дополнен операциями, в соответствии с которыми для формирования заданной траектории посадки задают угол наклона траектории посадки, размещают под точкой стандартного размещения курсового радиомаяка на продолжении заданной траектории посадки виртуальный курсо-глиссадный радиомаяк (ВКГРМ) и формируют его пеленг и угол места, а углы отклонения по курсу и глиссаде от траектории посадки формируют соответственно как рассогласование пеленга ВКГРМ и курса ВПП и как рассогласование угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к области способов помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата. Технический результат - ограничение использования процедур увода при потере спутниковой навигационной информации, что позволяет уменьшить насыщенность воздушного пространства и ограничить затраты и продолжительность полетов. Способ помощи в навигации заключается в определении будущей траектории захода на посадку, с помощью произведения оценки прогнозируемых безопасных радиусов на будущей траектории, основанной на вычислении предельного момента, начиная с которого прогнозируемый безопасный радиус превышает или равен пределу выдачи тревожного сигнала и вычисления предельного момента ухода, который соответствует максимальному моменту, в который летательный аппарат должен покинуть заранее определенную траекторию, по которой он двигался, чтобы иметь возможность выйти на безопасную высоту. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер. Также в системе имеется блок умножения, вычислитель комплексной системы управления и связанные с ним датчики вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа и угла атаки, рулевой привод, интеграторы, сумматоры и фильтр. Система дополнительно содержит взаимосвязанные фильтры, сумматоры, шесть нелинейных блоков, датчик вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена, инвертор, двухпозиционный ключ, три блока статических коэффициентов передачи сигналов и датчик вертикальной скорости полета самолета. Достигается повышение помехозащищенности, точности и надежности системы. 5 ил.

Способ посадки летательного аппарата, при котором используется штатные приводные радиолокационные и навигационные системы, а также лазерная система автоматического управления посадкой, содержащая два полусферических, сферический, четыре цилиндрических датчика лазерного излучения, контроллер лазерной системы, лазерный излучатель, включающий лазер и два электромеханических преобразователя, объединенные в двухкоординатный модуль поворота мощного лазера. Статор электромеханических преобразователей по продольной оси ортогонально прикреплен к несущему основанию летательного аппарата. Датчики лазерного излучения включают контроллер, имеющий многоканальный вход, радиоприемопередатчик, контроллер радиоприемопередатчика, контроллер лазера, фотодиоды, расположенные на поверхности датчика с дискретным шагом по углам пеленга и места. Обеспечивается надежность посадки летательных аппаратов в экстремальных метеоусловиях, ближнее и дальнее выравнивание при подлете к взлетно-посадочной полосе. 6 ил.
Наверх