СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ВЕТРА НА БОРТУ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО, ЕГО РЕАЛИЗУЮЩЕЕ
METHOD TO DETERMINE WIND SPEED ON BOARD OF AIRCRAFT AND DEVICE TO IMPLEMENT IT

Предлагаемые способ и устройство относятся к области авиационного приборостроения и могут быть использованы при разработке навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).
В навигационных системах ЛА широко используется курсо-воздушный метод счисления пути (Селезнев В.П. «Навигационные устройства», М., Машиностроение, 1974 г., гл.Х).
Для обеспечения большей точности определения координат местоположения в режиме курсо-воздушного 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" Воениздат, М., 1971.
3. Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Л.А. "Навигационные приборы и системы", М.: Машиностроение, 1983.
4. Рогожин В.О., Синеглазов В.М., Фiляшкiн М.К. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005 (на украинском языке).
5. Селезнев В.П. "Навигационные устройства" Машиностроение, М., 1974.
6. 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. [5], гл. X; [2], гл. VII; [4], гл. 7; [6], 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
B
В книге [5] 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 Х, Y, полученных счислением пути относительно воздуха и координат фактического места ЛА Х, Y, измеренных любым из известных методов ориентировки (визуальным, астрономическим, радиотехническим и др.).
Составляющие скорости ветра в земной системе координат равны:
<mrow><msub><mi>U</mi><mi>X</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><mi>X</mi><mo>−</mo><msub><mi>X</mi><mi>B</mi></msub></mrow><mi>t</mi></mfrac><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>U</mi><mi>Y</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><mi>Y</mi><mo>−</mo><msub><mi>Y</mi><mi>B</mi></msub></mrow><mi>t</mi></mfrac><mo>,</mo></mrow>
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:
<mrow><mtext>Δ</mtext><mi>V</mi><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><mn>1</mn></msub><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><mtext>Δ</mtext><mi>ρ</mi><mtext>dt</mtext></mrow></mrow></mstyle><mo>,</mo></mrow>
<mrow><mtext>Δ</mtext><mi>Ψ</mi><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><mn>2</mn></msub><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><mtext>ΔΘdt</mtext></mrow></mrow></mstyle><mo>,</mo></mrow>
что принципиально не мешает рассматривать эту систему как определяющую составляющие скорости ветра в земной географической системе координат.
B
В книге [5] на стр.546-556, на примере курсо-воздушно-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, измеренной аэрометрическим методом, с путевой скорости 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) присуши случайные погрешности, имеющие высокочастотный характер, полагаем, что способ предполагает 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:
<mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>E</mi><mo>*</mo></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><mn>1</mn></msub><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>X</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub></mrow></mrow></mstyle><mo>−</mo><msub><mi>X</mi><mi>E</mi></msub><mo stretchy="false">)</mo><mi>d</mi><mi>t</mi><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>N</mi><mo>*</mo></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><mn>1</mn></msub><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>Y</mi><mrow><mi>N</mi><mi>B</mi></mrow></msub></mrow></mrow></mstyle><mo>−</mo><msub><mi>Y</mi><mi>N</mi></msub><mo stretchy="false">)</mo><mi>d</mi><mi>t</mi><mo>,</mo></mrow>
Е
N
ЕВ
NB
EB
NB
Е0
NO
где Х, Y - измеренные координаты фактического местоположения ЛА в географической системе координат, а координаты Х, Y получают счислением горизонтальных составляющих вектора воздушной скорости V, V в географической системе координат относительно координат начального местоположения ЛА Х, Y:
<mrow><msub><mi>X</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>X</mi><mrow><mi>E</mi><mi>O</mi></mrow></msub><mo>+</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mrow></mstyle><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>Y</mi><mrow><mi>N</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>Y</mi><mrow><mi>N</mi><mi>O</mi></mrow></msub><mo>+</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>N</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mrow></mstyle><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>V</mi><mrow><mi>Х</mi><mi>Г</mi></mrow></msub><mi>sin</mi><mi>Ψ</mi><mo>+</mo><msub><mi>V</mi><mrow><mi>Z</mi><mi>Г</mi></mrow></msub><mi>cos</mi><mi>Ψ</mi><mo>+</mo><msub><mi>U</mi><mi>E</mi></msub><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>N</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>V</mi><mrow><mi>Х</mi><mi>Г</mi></mrow></msub><mi>cos</mi><mi>Ψ</mi><mo>−</mo><msub><mi>V</mi><mrow><mi>Z</mi><mi>Г</mi></mrow></msub><mi>sin</mi><mi>Ψ</mi><mo>+</mo><msub><mi>U</mi><mi>N</mi></msub><mo>,</mo></mrow>
XГ
ZГ
V, V - составляющие вектора воздушной скорости в горизонтальной самолетной системе координат:
XГ
И
АТ
CK
<mi>ϑ</mi>
<mi>ϑ</mi>
<mi>ϑ</mi>
V=V(cos
+αsin
cosγ+βsin
sinγ),
ZГ
И
СК
AT
V=γ(βcosγ-αsinγ),
И
АТ
СК
V - продольная составляющая вектора воздушной скорости, измеряемая датчиком воздушной скорости, α, β - углы атаки и скольжения, измеряемые датчиками угла атаки и угла скольжения, Ψ, γ, υ - курс, крен, тангаж, измеряемые датчиком курса и вертикали.
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 [5], на стр.546-556.
E
N
EВ
NB
В системе, описанной в книге [5], составляющие скорости ветра в географической системе координат определяются путем интегрирования результатов сравнения составляющих векторов путевой W, W и воздушной скорости V, V:
<mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>E</mi><mo>*</mo></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><mn>2</mn></msub><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>V</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub></mrow></mrow></mstyle><mo>−</mo><msub><mi>W</mi><mi>E</mi></msub><mo stretchy="false">)</mo><mi>d</mi><mi>t</mi><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>U</mi><mrow><mi>N</mi><mo>*</mo></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><mn>2</mn></msub><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>V</mi><mrow><mi>N</mi><mi>B</mi></mrow></msub></mrow></mrow></mstyle><mo>−</mo><msub><mi>W</mi><mi>N</mi></msub><mo stretchy="false">)</mo><mi>d</mi><mi>t</mi><mo>,</mo></mrow>
1
2
Постоянные коэффициенты K и К, обычно подбираются из условия минимума среднеквадратической ошибки по координатам и скорости.
Измеренные по способу-прототипу составляющие скорости будут определены с погрешностью, т.к. они включают в себя составляющие, обусловленные погрешностью датчика воздушной скорости:
E*
E
EV
U=U+ΔU,
N*
N
NV
U=U+ΔU,
EV
NV
X
Y
X*
Y*
где ΔU, ΔU- ошибки в определении по соответствующим осям составляющих скорости ветра, обусловленные погрешностями датчика воздушной скорости, U, U - действительные составляющие вектора скорости ветра, U, U - измеренные составляющие вектора скорости ветра.
Поскольку информация о скорости ветра используется при решении многих задач на борту ЛА, то точность данных о скорости ветра имеет существенное значение.
Целью предлагаемого изобретения является повышение точности измерения скорости ветра путем обеспечения инвариантности предлагаемых способа и устройства к погрешности датчика воздушной скорости.
1
2
Если ограничиться учетом влияния на точность определения скорости ветра только постоянной составляющей погрешности датчика воздушной скорости ΔV, разностные сигналы по скорости на двух разных курсах Ψ и Ψ записываются следующим образом:
E1
EB1
E1
E
1
ΔV=V-W=U+ΔVsinΨ,
N1
NB1
N1
N
1
ΔV=V-W=U+ΔVcosΨ,
E2
EB2
E2
E
2
ΔV=V-W=U+ΔVsinΨ,
N2
NB2
N2
N
2ю
ΔV=V-W=U+ΔVcosΨ.
1
2
В результате использования при фильтрации постоянных коэффициентов K и K измеренные по способу-прототипу составляющие скорости ветра будут определены с ошибками, обусловленными погрешностью датчика воздушной скорости:
E1*
E
1
U=U+ΔV sinΨ,
N1*
N
1
U=U+ΔV cosΨ,
E2*
E
2
U=U+ΔV sinΨ,
N2*
N
2
U=U+ΔV cosΨ.
Решая попарно первое, третье и второе, четвертое уравнения, можно получить решение данной системы уравнений относительно фактических значений составляющих вектора скорости ветра, инвариантное к погрешности измерения воздушной скорости.
E
N
Таким образом, поставленная цель достигается тем, что в способе измерения скорости ветра на борту ЛА, основанном на измерении скорости ЛА относительно воздуха и счислении пути пройденного ЛА относительно воздуха, измерении путевой скорости и/или координат местоположения ЛА 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, интегрировании полученных разностных сигналов по скорости и/или координатам, а также измерении курса, крена и тангажа ЛА, производят определение и запоминание скорости ветра в режиме прямолинейного, горизонтального равномерного полета, затем совершают маневр по курсу, переводят ЛА в режим прямолинейного, горизонтального равномерного полета на другом курсе и заново производят определение скорости ветра, после чего фактические значения составляющих скорости ветра U и U по осям географической системы координат определяют из выражений:
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mtext>E</mtext></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>E1*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>E2*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow><mrow><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow></mfrac></mrow>
;
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mtext>N</mtext></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>N1*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>N2*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow><mrow><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow></mfrac></mrow>
,
E1*
N1*,
1
E2*
N2*
2
U, UΨ- соответственно значения составляющих скорости ветра по осям географической системы координат и курс ЛА, запомненные перед началом маневра ЛА по курсу, a U, U, Ψ - аналогичные параметры на другом курсе ЛА.
На фиг.3 изображен рисунок характеризующий взаимную ориентацию векторов скорости ветра и воздушной скорости ЛА при различном положении самолетной системы координат, в которой работает датчик воздушной скорости, и земной системы координат.
E*
N*
Составляющие вектора скорости ветра U, U определяются следующим образом:
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>E*</mtext></mrow></msub><mo>=</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mtext>0</mtext><mtext>t</mtext></munderover><mrow><mrow><mo>[</mo><mrow><msub><mtext>K</mtext><mtext>1</mtext></msub><mtext>ΔX</mtext><mo>+</mo><msub><mtext>K</mtext><mtext>2</mtext></msub><msub><mrow><mtext>ΔV</mtext></mrow><mtext>X</mtext></msub></mrow><mo>]</mo></mrow><mtext> </mtext></mrow></mrow></mstyle><mtext>dt</mtext><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>N*</mtext></mrow></msub><mo>=</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mtext>0</mtext><mtext>t</mtext></munderover><mrow><mrow><mo>[</mo><mrow><msub><mtext>K</mtext><mtext>1</mtext></msub><mtext>ΔY</mtext><mo>+</mo><msub><mtext>K</mtext><mtext>2</mtext></msub><msub><mrow><mtext>ΔV</mtext></mrow><mtext>Y</mtext></msub></mrow><mo>]</mo></mrow></mrow></mrow></mstyle><mtext> </mtext><mtext>dt</mtext><mo>,</mo></mrow>
X
Y
1
2
где ΔX и ΔY - разностные сигналы по координатам, ΔV и ΔV - разностные сигналы по скорости, K и K - постоянные коэффициенты, подобранные из условия минимума среднеквадратической ошибки по координатам и скорости.
При использовании разностных сигналов по координатам:
EB
E
NB
N
ΔХ=Х-Х, ΔY=Y-Y,
Е
N
ЕB
NB
где Х и Y - координаты фактического местоположения ЛА, измеренные любым из известных способов, а Х и Y получают интегрированием составляющих вектора воздушной скорости в земной системе координат:
<mrow><msub><mi>X</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>X</mi><mrow><mi>E</mi><mi>O</mi></mrow></msub><mo>+</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mrow></mstyle><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>Y</mi><mrow><mi>N</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>Y</mi><mrow><mi>N</mi><mi>O</mi></mrow></msub><mo>+</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>N</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mrow></mstyle><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mtext>V</mtext><mrow><mtext>EB</mtext></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mtext>V</mtext><mrow><mtext>ХГ</mtext></mrow></msub><mtext>sinΨ</mtext><mo>+</mo><msub><mtext>V</mtext><mrow><mtext>ZГ</mtext></mrow></msub><mtext>cosΨ</mtext><mo>+</mo><msub><mtext>U</mtext><mtext>E</mtext></msub><msub><mrow /><mtext>*</mtext></msub></mrow>
,
<mrow><msub><mtext>V</mtext><mrow><mtext>NB</mtext></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mtext>V</mtext><mrow><mtext>ХГ</mtext></mrow></msub><mtext>cosΨ</mtext><mo>−</mo><msub><mtext>V</mtext><mrow><mtext>ZГ</mtext></mrow></msub><mtext>sinΨ</mtext><mo>+</mo><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>N*</mtext></mrow></msub></mrow>
,
XГ
ZГ
V, V- составляющие вектора воздушной скорости в горизонтальной самолетной системе координат:
XГ
И
АТ
CK
<mi>ϑ</mi>
<mi>ϑ</mi>
<mi>ϑ</mi>
V=V(cos
+αsin
cosγ+βsin
sinγ),
ZГ
И
СК
AT
V=V(βcosγ-αsinγ),
И
АТ
CK
V - продольная составляющая вектора воздушной скорости, измеряемая датчиком воздушной скорости, α, β - углы атаки и скольжения, измеряемые датчиком угла атаки и угла скольжения, Ψ, γ, υ - курс, крен, тангаж, измеряемые датчиком курса и вертикали.
При использовании разностных сигналов по скорости:
X
EB
E
Y
NB
N
ΔV=V-W, ΔV=V-W,
E
N
где W и W - составляющие вектора путевой скорости, измеренные любым из известных способов.
Предлагаемый способ измерения скорости ветра на борту ЛА выгодно отличается от способа-прототипа тем, что измерение скорости ветра производится инвариантным образом относительно погрешности датчика воздушной скорости, что позволяет повысить точность определения составляющих скорости ветра.
Реализация способа-прототипа в виде устройства, с учетом только существенных для предполагаемого 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, С2, С3, С4, С5, С6, С7, С8, С9, С10) - соответственно 6, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25.
Недостатки устройства-прототипа аналогичны недостаткам способа-прототипа, приведенным выше.
Цель изобретения в виде устройства аналогична цели изобретения в виде способа, приведенной выше.
Поставленная цель для устройства, реализующего способ определения скорости ветра на борту ЛА, достигается тем, что в устройство, включающее датчик путевой скорости и координат местоположения, соединенный четырьмя выходами соответственно с первыми входами четвертого, восьмого, третьего и седьмого сумматоров, датчики воздушной скорости, углов атаки и скольжения, курса и вертикали, выходами соединенные с входами блока определения составляющих вектора относительной скорости, два выхода которого соответственно через последовательно соединенные первый сумматор, второй сумматор, первый интегратор, третий сумматор, третий усилитель, девятый сумматор, третий интегратор и последовательно соединенные пятый сумматор, шестой сумматор, второй интегратор, седьмой сумматор, пятый усилитель, десятый сумматор, четвертый интегратор поданы на вторые входы первого и пятого сумматоров, причем вторые входы девятого и десятого сумматоров соответственно через четвертый и шестой усилители соединены с выходами четвертого и восьмого сумматоров, вторые входы которых соединены соответственно с выходами первого и пятого сумматоров, причем выходы третьего и седьмого сумматоров соответственно через первый и второй усилители поданы также на вторые входы второго и шестого сумматоров, введен блок памяти и анализа траектории, четырьмя входами подключенный соответственно к выходам датчика воздушной скорости, датчика курса и вертикали, третьего и четвертого интеграторов, а шестью выходами соединенный с входами вновь введенного блока определения фактического ветра.
Предлагаемое устройство представлено на фиг.2 в виде функциональной блок-схемы и 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, С2, С3, С4, С5, С6, С7, С8, С9, С10) - соответственно 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25,
- блок памяти и анализа траектории (БАТ) - 26;
- блок определения фактического ветра (БФВ) - 27.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
И
ДВС измеряет продольную составляющую вектора скорости ЛА относительно воздуха - истинную воздушную скорость V. В настоящее время для измерения истинной воздушной скорости наибольшее распространение нашли системы, основанные на аэрометрическом методе.
АТ
СК
ДУАС измеряет углы ориентации ЛА относительно вектора воздушной скорости - соответственно угол атаки α угол скольжения β. 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.
Е
N
ДСК измеряет скорость ЛА относительно земной поверхности - путевую скорость W и координаты фактического местоположения Х и Y. 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 углы ориентации ЛА относительно земной поверхности - курс Ψ, крен γ и тангаж υ. 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 БОС определяются составляющие вектора воздушной скорости ЛА в земной системе координат:
E
И
АТ
CK
CK
AT
V=V[(cosϑ+αsinϑcosγ+βsinϑsinγ)sinΨ+(βcosγ-αsinγ)cosΨ],
N
И
АТ
CK
CK
AT
V=V[(cosϑ+αsinϑcosγ+βsinϑsinγ)sinΨ-(βcosγ-αsinγ)sinΨ].
E*
N*
В сумматорах C1 и C5 осуществляется учет составляющих скорости ветра U, U, оценка которых произведена на интеграторах И3 и И4:
EB
E
E*
V=V+U,
NB
N
N*
V=V+U.
E*
N*
Оценка составляющих скорости ветра U, U на интеграторах И3 и И4 осуществляется в соответствии со следующими зависимостями:
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>E*</mtext></mrow></msub><mo>=</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mtext>0</mtext><mtext>t</mtext></munderover><mrow><mrow><mo>[</mo><mrow><msub><mtext>K</mtext><mtext>1</mtext></msub><mtext>ΔX</mtext><mo>+</mo><msub><mtext>K</mtext><mtext>2</mtext></msub><msub><mrow><mtext>ΔV</mtext></mrow><mtext>X</mtext></msub></mrow><mo>]</mo></mrow><mtext> </mtext></mrow></mrow></mstyle><mtext>dt</mtext><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>N*</mtext></mrow></msub><mo>=</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mtext>0</mtext><mtext>t</mtext></munderover><mrow><mrow><mo>[</mo><mrow><msub><mtext>K</mtext><mtext>1</mtext></msub><mtext>ΔY</mtext><mo>+</mo><msub><mtext>K</mtext><mtext>2</mtext></msub><msub><mrow><mtext>ΔV</mtext></mrow><mtext>Y</mtext></msub></mrow><mo>]</mo></mrow></mrow></mrow></mstyle><mtext> </mtext><mtext>dt</mtext><mo>,</mo></mrow>
1
2
ЕВ
Е
NB
N
X
EB
E
Y
NB
N
E И
N
E
N
ЕВ
NB
EB
NB
где K - постоянный коэффициент усилителей У3 и У5, К - постоянный коэффициент усилителей У4 и У6, ΔХ=Х-Х - разностный сигнал по координате с сумматора С3, ΔY=Y-Y- разностный сигнал по координате с сумматора С7, ΔV=V-W - разностный сигнал по скорости с сумматора С4, ΔV=V-W - разностный сигнал по скорости с сумматора С8, XY- координаты фактического местоположения ЛА, измеренные ДСК, W и W- составляющие вектора путевой скорости, измеренные ДСК, Х и Y - координаты ЛА, полученные интегрированием в интеграторах И1 и И2 сигналов с сумматоров С2 и С6, в которых суммируются сигналы V и V с сумматоров С1 и С5 и корректирующие сигналы по координатам с усилителей У1 и У2:
<mrow><msub><mi>X</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>X</mi><mrow><mi>E</mi><mi>O</mi></mrow></msub><mo>+</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mn>0</mn><mi>t</mi></munderover><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>E</mi><mi>B</mi></mrow></msub><mo>−</mo><msub><mi>K</mi><mn>3</mn></msub><mi>Δ</mi><mi>X</mi></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow></mrow></mstyle><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mi>d</mi><mi>t</mi><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msub><mtext>Y</mtext><mrow><mtext>NB</mtext></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>Y</mi><mrow><mi>N</mi><mi>O</mi></mrow></msub><mo>+</mo><mstyle displaystyle="true"><mrow><munderover><mo>∫</mo><mtext>0</mtext><mtext>t</mtext></munderover><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mtext>V</mtext><mrow><mtext>NB</mtext></mrow></msub><mo>−</mo><msub><mtext>K</mtext><mtext>3</mtext></msub><mtext>ΔY</mtext></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow></mrow></mstyle><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mi>d</mi><mi>t</mi><mo>,</mo></mrow>
3
где K- постоянный коэффициент усилителей У1 и У2.
Вновь введенный блок памяти и анализа траектории БАТ, в процессе естественного полета ЛА, осуществляет поиск участков прямолинейного горизонтального полета с разными курсами и отстоящих во времени друг от друга на допустимую временную величину. Логика работы этого блока, например, может быть следующая.
ПП
1
E1*
N1*
1. В процессе естественного полета ЛА находится участок прямолинейного горизонтального полета с любым курсом и длительностью по времени Т, гарантирующей окончание переходных процессов по оценке составляющих скорости ветра на интеграторах И3 и И4. При нахождении такого участка полета в БАТ запоминаются значения курса Ψ из ДКВ и оценки составляющих ветра U, U из И3 и И4.
1
ПВИ
1
2
E2*
N2*
2. После нахождения участка прямолинейного горизонтального полета с курсом Ψ, в течении времени Т, гарантирующего малость пространственно-временной изменчивости скорости ветра, в процессе дальнейшего полета ЛА находится другой участок прямолинейного горизонтального полета с курсом, отличным от Ψ и длительностью по времени, гарантирующей окончание переходных процессов по оценке составляющих скорости ветра. При нахождении такого участка полета в БАТ запоминаются значения курса Ψ из ДКВ оценки составляющих ветра U, U из И3 и И4.
1
2
E1*
N1*
E2*
N2*
После нахождения двух участков прямолинейного горизонтального полета с разными курсами из БАТ в блок определения фактического ветра БФВ передаются параметры Ψ и Ψ и оценки составляющих скорости ветра на этих участках U, U, U, U.
В БФВ составляющие скорости фактического ветра в земной географической системе координат определяются в соответствии со следующими зависимостями:
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mtext>E</mtext></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>E1*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>E2*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow><mrow><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mrow><mtext>sinΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow></mfrac></mrow>
;
<mrow><msub><mtext>U</mtext><mtext>N</mtext></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>N1*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mtext>U</mtext><mrow><mtext>N2*</mtext></mrow></msub><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow><mrow><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>2</mtext></msub><mo>−</mo><msub><mrow><mtext>cosΨ</mtext></mrow><mtext>1</mtext></msub></mrow></mfrac><mo>.</mo></mrow>
Выходы БФВ являются выходами устройства по составляющим скорости ветра в земной географической системе координат.
Использование предлагаемых способа и устройства в авиационной аппаратуре позволит увеличить точность решения навигационных и других задач и, следовательно, увеличить эффективность использования ЛА.
Реализация предлагаемых способа и устройства не подразумевает изменение или дополнение аппаратуры, устанавливаемой на борту ЛА, предполагает использование только известных сигналов бортового оборудования ЛА и поэтому изобретение может быть реализовано на существующей технической базе практически на любых типах ЛА.