Спосіб визначення сигналів кутової орієнтації літального апарата з використанням сигналів супутникової навігації та магнітометра

Реферат: У способі визначення сигналів кутової орієнтації літального апарата з використанням сигналів супутникової навігації та магнітометра вимірювання сигналів напруженості магнітного поля Землі здійснюють з використанням трьох магнітометрів, орієнтованих за трьома взаємно перпендикулярними осями зв'язаної з літальним апаратом системи координат. При цьому сигнал курсу  визначають за допомогою системи супутникової навігації, а тангажа  і крену  визначають за формулами   arccos(Hx / cos ) ,   arctg  ( Hy cos  sin   Hz sin  ), Hz cos  sin   Hy sin  де: Hx, Ну, Hz - значення напруженості магнітного поля Землі в зв'язаних осях X, Y, Z літального апарата;  ,  - значення кутів тангажа і крену відповідно. UA 67704 U (12) UA 67704 U UA 67704 U 5 10 15 20 25 30 35 Корисна модель належить до авіаційної техніки, зокрема до способів визначення кутової орієнтації літального апарата і може бути використана для інформаційного забезпечення систем навігації та керування польотом. Широко відомі способи визначення кутів орієнтації (курс, тангаж і крен) літального апарата (зв'язана прямокутна система координат) щодо земної нерухомої прямокутної системи координат з використанням гіроскопічних систем (курсовертикалей, гіроплатформ). До недоліків цих систем відноситься те, що вони відносно громіздкі (мінімальна маса порядка ~5 кг) і дорогі. Тому використання таких систем на безпілотних літальних апаратах малих класів (до 100 кг злітної ваги) недоцільно. Також відомі способи визначення курсу за допомогою систем супутникової навігації (GPS, ГЛОНАСС). Найбільш близьким способом, вибраним як прототип заявленої корисної моделі, є "СИСТЕМА КУРСУ І ВЕРТИКАЛІ ТА СПОСІБ ВИЗНАЧЕННЯ МАГНІТНОГО КУРСУ" за патентом Російської Федерації RU 2085850, опублікованим 27.07.1997. Спосіб полягає в тому, що система курсу та вертикалі, яка містить магнітометр, гіроскопічну вертикаль, обчислювач магнітного курсу визначає магнітний курс з вимірювання напруженості магнітного поля Землі за трьома взаємно перпендикулярним осями X, Y, Z системи координат, пов'язаної з літальним апаратом. Сигнали кута танґажа і кута крену отримують з гіроскопічної вертикалі, а магнітний курс  визначають за формулою в обчислювачі. Ознаками найближчого прототипу, що збігаються з суттєвими ознаками запропонованої корисної моделі, є вимірювання напруженості магнітного поля Землі за трьома взаємно перпендикулярними осями X, Y, Z системи координат, пов'язаної з літальним апаратом, і використання обчислювача для визначення шуканих величин кутової орієнтації за формулою в обчислювачі (патент Російської Федерації RU 2085850, від 27.07.1997). Недоліком даного способу є те, що для його реалізації, потрібне спеціальне бортове устаткування літальних апаратів-носіїв, а саме, використовується дорога гіровертикаль з незадовільними для малих (безпілотних) літальних апаратів малогабаритними характеристиками, що приводить до суттєвого збільшення сукупної вартості застосовуваного устаткування і потребує участі висококваліфікованого обслуговуючого персоналу. В основу корисної моделі поставлено задачу створення способу визначення кутів тангажа  і крену  при відомому куті курсу  , який не вимагає наявності спеціального дорогого бортового устаткування (гіроскопічних приладів) літального апарата-носія що, в свою чергу, приведе до суттєвого зниження сукупної вартості системи визначення кутової орієнтації літального апарата. Поставлена задача вирішується за рахунок вимірювання сигналів напруженості магнітного поля Землі, здійснюється з використанням трьох магнітометрів, орієнтованих за трьома взаємоперпендикулярними осями зв'язаної з літальним апаратом системи координат, при цьому сигнал курсу  визначають за допомогою системи супутникової навігації, а тангажа  і крену  визначають за формулами 40   arccos(Hx / cos ) ,   arctg  ( 45 50 Hy cos  sin   Hz sin  ), Hz cos  sin   Hy sin  де: Hx, Ну, Hz - значення напруженості магнітного поля Землі в зв'язаних осях X, Y, Z літального апарата;  ,  - значення кутів тангажа и крену відповідно. Наведена нижче фігура креслення пояснює сутність корисної моделі, що заявляється. Фігура креслення, як і опис прикладів конкретного виконання способу, наведені лише для ілюстрації заявленої корисної моделі і не обмежують обсяг прав, визначений формулою корисної моделі. При вимірі магнітного поля векторним вимірювачем (три магнітометри), зв'язаним з осями зв'язаної системи координат БПЛА, вимірюваний вектор може бути представлений у вигляді: H  A(, , )  Hз (1) 55 де H- виміряний вектор магнітного поля Землі в зв'язаній системі координат (СК), A - матриця переходу від земної до зв'язаної СК, 1 UA 67704 U , ,  - кути курсу, танґажа і крену, Hз - повний (одиничний) вектор магнітного поля в земній СК. 5 Відомо, що рівняння (1) не розв'язується однозначно відносно кутів орієнтації. При відомому магнітному схиленні, без обмеження спільності, приймають, Hз z  0 , Hз y  0 . Отже, вважатимемо, що повний вектор напруженості магнітного поля Землі H горизонтальний і направлений на північний полюс, тобто Hз  (Hз x, Hз y,Hз z)T  (10,0)T , Тут індекс "т" являється символом транспонування. Матриця A має вигляд [3]: 10 cos  cos  sin   sin  cos  A(, ,  )  sin  sin   cos  sin  cos  cos  cos  cos  sin   sin  sin  cos  sin  sin   cos  sin  cos   cos  sin  cos  sin   sin  sin  cos  15 Запропонований спосіб дозволяє визначити кути тангажа  і крену  при відомому куті курсу  , який надходить від GPS - приймача. Тоді, при вказаних допущеннях виміряний вектор H буде рівний: Hx  cos  cos  Hy  sin  sin   cos  sin  cos  Nz  sin  cos   cos  sin  sin  З першого рівняння визначають 20 cos   Hx / cos  (2) Помножують друге рівняння на cos  , третє - на sin  і віднімають один від одного: Hz sin   Hy cos   cos  sin  25 (3) Помножують друге рівняння на cos  , третє - на sin  і додають один до одного: Hz sin   Hy cos   sin  (4) Рівняння (3), (4) розглядають як систему двох лінійних рівнянь відносно невідомих sin  і cos  . Вирішують цю систему методом Крамера. Головний визначник системи: 30  Hz Hy  Hz 2  Hy 2 Hy Hz Часткові визначники, відповідно:  sin   cos  Hz  (Hy cos  sin   Hz sin ) sin   Hy  cos   35 Hy cos  sin   Hy sin   Hz cos  sin  Hz sin  Визначивши (  0) , sin    sin  /  i cos    cos  /  , знаходять: tg  Hy cos  sin   Hz sin  , Hz cos  sin   Hy sin  (5) 40 Викладений метод непрацездатний в наступних зонах невизначеності: 1. Орієнтація осі магнітометра X близька до положення "горизонтально на північ або на південь". Оскільки вектор H одиничний, головний визначник перетворюється на нуль 2 UA 67704 U Hy 2  Hz2  0 при Nx  1 . Це ж підтверджує рівняння (5), де знаменник прямує до нуля при 5 10 15 20 25 30 одночасному наближенні до нуля (або 180°) кутів танґажа і курсу. 2. Орієнтація осі магнітометра X з курсом    90°, оскільки при цьому cos   0 і немає розв'язки рівняння (2). 3. Вертикальна орієнтація осі магнітометра X (невизначений курс). Для уникнення станів невизначеності пропонують декілька варіантів, найпростішими з яких, є: - алгоритмічна заборона вживання методу при     0 ±180° і    90°, - установка двох (або більше) тріад магнітометричних датчиків під відомими фіксованими кутами відносно один одного з почерговим або одночасним їх використанням (вартість їх невелика). Пристрій визначення кутової орієнтації літального апарата складається із системи супутникової навігації (ССН) 2, магнітометра 3, пов'язаних з бортовою цифровою обчислювальною машиною (БЦОМ) 4, і антени 1, яка приймає сигнали з супутників і подає прийнятий сигнал в систему супутникової навігації. В бортову цифрову обчислювальну машину (БЦОМ) 4 з системи супутникової навігації 2 подають сигнал кута курсу  , також в БЦОМ з блоку магнітометра 3 подають сигнали складових вектора напруженості магнітного поля землі по трьох осях зв'язаної з літальним апаратом прямокутної системи координат Hx,Hy,Hz . На підставі значень кута курсу  і значень складових вектора напруженості магнітного поля землі по трьох осях зв'язаної з літальним апаратом прямокутної системи координат Нх, Ну, Hz в бортовій цифровій обчислювальній машині 4 розраховують необхідні кути тангажа  і крену  , отримані за допомогою формул (2) и (5), всі кути орієнтації літального апарата подають споживачам (система навігації, система автоматичного керування та ін.). Спосіб дозволяє забезпечувати споживачів сигналами кутової орієнтації літального апарата відносно земної нерухомої системи координат. Спосіб ефективний при використанні на літальних апаратах класів міні і мікро, а також в якості резервної системи, коли неможливо або недоцільно використання гіроплатформ и гіровертикалей. Для реалізації вказаного способу не потрібне спеціальне бортове устаткування літальних апаратів-носіїв, окрім вказаних и широко використовуваних пристроїв, а саме системи супутникової навігації, трьох взаємно перпендикулярно орієнтованих магнітометрів и обчислювача. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 35 Спосіб визначення сигналів кутової орієнтації літального апарата з використанням сигналів супутникової навігації та магнітометра, у якому вимірювання сигналів напруженості магнітного поля Землі здійснюють з використанням трьох магнітометрів, орієнтованих за трьома взаємно перпендикулярними осями зв'язаної з літальним апаратом системи координат, який відрізняється тим, що сигнал курсу  визначають за допомогою системи супутникової 40 навігації, а тангажа  і крену  визначають за формулами   arccos(Hx / cos ) ,   arctg  ( Hy cos  sin   Hz sin  ), Hz cos  sin   Hy sin  де: 45 Hx, Ну, Hz - значення напруженості магнітного поля Землі в зв'язаних осях X, Y, Z літального апарата;  ,  - значення кутів тангажа і крену відповідно. 3 UA 67704 U Комп’ютерна верстка А. Крижанівський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4