РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19) RU (11) 2 286 590 (13) C2
	(51) МПК G05D 1/10 (2006.01)

Статус:	не действует (последнее изменение статуса: 02.07.2021)
Пошлина:	учтена за 6 год с 17.12.2009 по 16.12.2010. Возможность восстановления: нет.

(21)(22) Заявка: 2004136931/28, 16.12.2004 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 16.12.2004 (43) Дата публикации заявки: 27.05.2006 Бюл. № 15 (45) Опубликовано: 27.10.2006 Бюл. № 30 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика. - М.: Машиностроение, 1991, 398 с., с.42. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоуправление ракетами. - М.: Сов. радио, 1964, с.518-521, рис.10.4. US 5987371 А, 16.11.1999. GB 2260304 А, 14.04.1993. US 5260874 A, 09.11.1993. Адрес для переписки: 614000, г.Пермь, Комсомольский пр., 29, Пермский государственный технический университет, патентно-информационный отдел

(72) Автор(ы): Жанжеров Ефим Григорьевич (RU), Токмина Мария Владимировна (RU) (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Пермский государственный технический университет" (RU)

(54) СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В РЕЖИМЕ ПЛАНИРОВАНИЯ

Область техники, к которой относится изобретение.

Изобретение относится к способам определения навигационных параметров движения крылатых беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при управлении БЛА, совершающего полет в режиме планирования.

Уровень техники.

Известен способ управления полетом, который реализован в известной системе управления. В данной системе измеряют и формируют управляющее воздействие на управляющие органы с целью изменения траектории. В качестве измерителя координат управляемого объекта (УО) используется система инерциальной навигации (см. Справочник по радиоэлектронике, том 3, под общей ред. проф., д.т.н. А.А.Куликовского. - М.: Энергия, 1970 г. - 816 с., с.557).

Причина, препятствующая достижению указанного ниже технического результата при использовании известного способа, заключается в том, что вырабатываемые инерциальной системой данные содержат накапливающиеся со временем ошибки, вследствие чего действительная траектория движения УО будет существенно отличаться от программно заданной.

Наиболее близким способом того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является способ определения параметров движущихся объектов, включающий вычисление ускорения силы тяжести g по математическим зависимостям, например, по формуле

где f - постоянная всемирного тяготения;

М - масса Земли;

r=R_Э+Н - радиус-вектор;

R_Э=6378.165 км - экваториальный радиус Земли;

Н - высота полета;

- коэффициент, имеющий размерность массы;

А - момент инерции относительно оси, лежащей в экваториальной плоскости;

В - момент инерции относительно оси, совпадающей с осью вращения Земли, эти моменты характеризуют влияние несферичности Земли на распределение масс;

ϕ_ГЦ - геоцентрическая широта положения ЛА;

- безразмерный параметр фигуры Земли, равный отношению центробежной силы к величине ускорения силы тяжести в плоскости экватора (по расчетам μ=0.001 M; q=0.003468);

Ω - угловая скорость вращения Земли.

Далее измеряют с помощью акселерометров кажущееся ускорение, которое создается силами тяги и аэродинамическими силами (см. Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика. - М.: Машиностроение, 1991 г. - 398 с., с.42). Данный способ принят за прототип.

Причина, препятствующая достижению указанного ниже технического результата при использовании известного способа, принятого за прототип, заключается в возрастании ошибки вычисления текущих навигационных параметров во времени. Это обусловлено тем, что при определении высоты по формуле (2) необходима информация об ускорении силы тяжести, при этом g, как видно из формулы (1), является функцией высоты, следовательно, образуется положительная обратная связь.

где Н₀, V_у0 - начальные значения высоты и вертикальной составляющей скорости полета.

Так как управление движением БЛА осуществляется на протяжении всего полета, то применение данного способа приведет к недопустимо большим погрешностям определения навигационных параметров БЛА. Еще одним недостатком является необходимость использования дополнительной навигационной системы, которая определяет широту местонахождения БЛА, что усложняет реализацию способа.

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретением, включают измерение кажущегося ускорения при помощи акселерометров; определение ускорения силы тяжести.

Раскрытие изобретения.

Задачей изобретения является повышение точности определения навигационных параметров беспилотного летательного аппарата вертикального канала в режиме планирования и упрощение способа инерциального наведения.

Поставленная задача была решена за счет того, что в известном способе, включающем измерение кажущегося ускорения при помощи акселерометров и определение ускорения силы тяжести, ускорение силы тяжести определяют путем измерения сигналов, поступающих с акселерометров в виде кажущегося ускорения, при этом управляют величиной изменения подъемной силы на основе регулирования угла атаки α согласно следующей зависимости:

α=-К_V·V_Y,

где К_V - коэффициент пропорциональности,

V_Y - вертикальная составляющая вектора скорости планирования беспилотного летательного аппарата.

Отличием предлагаемого способа от прототипа является то, что ускорение силы тяжести определяют путем измерения сигналов, поступающих с акселерометров в виде кажущегося ускорения, при этом управляют величиной изменения подъемной силы на основе регулирования угла атаки α согласно описанной выше зависимости. Отличительные признаки в совокупности с известными позволяют повысить точность определения навигационных параметров беспилотного летательного аппарата вертикального канала в режиме планирования, а также упростить способ инерциального наведения.

Краткое описание чертежей.

На чертеже представлена схема сил, действующих на БЛА в полете.

Осуществление изобретения.

Способ инерциального наведения БЛА осуществляют следующим образом.

Запишем уравнение движения БЛА в нормальной системе координат относительно оси Y согласно чертежу

где m - масса летательного аппарата;

- вертикальное ускорение;

R_Y - вертикальная составляющая подъемной силы;

Q_Y - вертикальная составляющая силы лобового сопротивления;

- центробежная сила;

G - сила тяжести.

Считаем, что летательный аппарат совершает полет в режиме планирования, который широко используется для различных типов БЛА.

При реализации режима планирования необходимо обеспечить выполнение условия θ≅const или V_Y≅const, что следует из выражения для угла наклона вектора скорости:

где V_Y, V_X - вертикальная и горизонтальная составляющие вектора скорости.

Постоянство вертикальной составляющей вектора скорости возможно при равенстве нулю вертикального ускорения . При учете данного условия и малости значений Q_Y и F_Ц уравнение движения БЛА (3) примет вид:

Чтобы обеспечить выполнение данного равенства следует управлять величиной подъемной силы, что может быть достигнуто путем регулирования угла атаки α, который образуется продольной осью летательного аппарата X1 и вектором скорости V. Закон управления, обеспечивающий реализацию режима планирования можно представить в виде:

где К_V - коэффициент пропорциональности.

С учетом всех допущений и того, что для реализации режима планирования необходимо выполнение условия уравнение (3) преобразуем к виду:

где - вертикальная составляющая кажущегося ускорения.

Зная g, можно вычислить действительные параметры движения управляемого объекта по известным зависимостям:

Таким образом, реализация данного способа позволяет упростить процедуру определения ускорения силы тяжести и ликвидировать положительную обратную связь, в результате этого погрешности, которые характерны для способа-прототипа, исключаются, следовательно, повышается точность определения навигационных параметров движения БЛА, что обеспечивает повышение точности управления движением БЛА.

Для осуществления предлагаемого способа было проведено моделирование полета летательного аппарата. Сравнение предлагаемого способа и способа-прототипа, осуществлялось при прочих равных условиях. Результаты моделирования приведены в таблице, где t - время полета; Н - действительное значение высоты полета; H₁ - значение высоты полета при определении ускорения силы тяжести предлагаемым способом; H₂ - значение высоты полета при определении ускорения силы тяжести способом-прототипом; ΔH₁=Н=Н₁ - отклонение значения H₁ от действительного значения и ΔH₂=Н-Н₂ - отклонение значения H₂ от действительного значения.

Таблица.
t, c	500	700	900	1100
Н, м	50892	49091	48390	47267
H1, м	49575	48485	47315	45709
Н2, м	49417	48321	46948	45076
ΔН1, м	1317	606	1075	1558
ΔН2, м	1475	770	1442	2191

Как видно из таблицы, точность определения высоты полета при определении ускорения силы тяжести предложенным способом существенно выше, чем при вычислении ускорения силы тяжести способом, описанным в прототипе.

Формула изобретения

Способ наведения беспилотного летательного аппарата в режиме планирования, включающий измерение кажущегося ускорения при помощи акселерометров и определение ускорения силы тяжести, отличающийся тем, что ускорение силы тяжести определяют путем измерения сигналов, поступающих с акселерометров в виде кажущегося ускорения, при этом управляют величиной изменения подъемной силы на основе регулирования угла атаки (α) согласно следующей зависимости:

α=-K_V·V_Y,

где K_V - коэффициент пропорциональности;

V_Y - вертикальная составляющая вектора скорости планирования беспилотного летательного аппарата.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 17.12.2010

Дата публикации: 10.12.2011