РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19) RU (11) 2 343 529 (13) C1
	(51) МПК G05D 1/10 (2006.01)

Статус:	не действует (последнее изменение статуса: 02.07.2021)
Пошлина:	учтена за 7 год с 26.07.2013 по 25.07.2014. Возможность восстановления: нет.

(21)(22) Заявка: 2007128674/28, 25.07.2007 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.07.2007 (45) Опубликовано: 10.01.2009 Бюл. № 1 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика. - М.: Машиностроение, 1991, с.42. Справочник по радиоэлектронике, том 3/Под общей ред. проф., д.т.н. А.А.Куликовского. - М.: Энергия, 1970, с.557. RU 2145725 С1, 20.02.2000. 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 6319008 В1, 20.11.2001. Адрес для переписки: 614990, г.Пермь, Комсомольский пр-кт, 29, Пермский государственный технический университет, Патентно-информационный отдел

(72) Автор(ы): Жанжеров Ефим Григорьевич (RU), Васкецова 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 РИКОШЕТИРОВАНИЯ

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

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 управления полетом, где при определении параметров движения ускорение силы тяжести g вычисляется по математическим зависимостям, например по формуле

где f - постоянная всемирного тяготения;

М - масса Земли;

r=R_Э+H - 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=0.001М; q=0.003468);

Ω - угловая скорость вращения Земли.

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

Причина, препятствующая достижению указанного ниже технического результата при использовании известного способа, 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_y0 - 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 должна определять широту местонахождения БЛА, что усложняет реализацию способа.

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

Задачей изобретения является повышение точности определения навигационных параметров беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости при движении в режиме рикошетирования и упрощение способа инерциального наведения.

Поставленная задача была решена за счет того, что в известном способе, включающем измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров и определение ускорения силы тяжести, ускорение силы тяжести определяют путем измерения сигналов, поступающих с акселерометров в виде кажущегося ускорения в моменты времени, когда производная по кажущемуся ускорению принимает значение равное нулю, согласно формуле:

где w_yi, w_y(i+1) - значения кажущейся скорости БЛА;

t_i(i=1, 2, 3...), t_i+1 - моменты времени, когда функция обращается в нуль.

Отличием предлагаемого способа от прототипа является то, что ускорение силы тяжести при движении БЛА в режиме рикошетирования определяют путем измерения сигналов, поступающих с акселерометров в виде кажущегося ускорения в моменты времени, когда производная по кажущемуся ускорению принимает значение равное нулю. Отличительные признаки в совокупности с известными позволяют упростить способ наведения беспилотного летательного аппарата в режиме рикошетирования и повысить точность его движения в вертикальной плоскости.

На чертеже представлена траектория полета БЛА в режиме рикошетирования.

Способ наведения БЛА в режиме рикошетирования осуществляют следующим образом.

Режим рикошетирования представляет собой колебательное движение в вертикальной плоскости относительно некоторой базовой траектории, имеющей вид прямой линии. Данный режим может быть использован как маневр летательного аппарата в вертикальной плоскости, что может найти применение как в военной (например, преодоление противоракетной обороны), так и в гражданских областях.

Управление полетом осуществляется путем регулирования углом атаки а, закон управления движением БЛА имеет следующий вид:

α=const

(3)

Представим зависимость для определения вертикальной составляющей кажущейся скорости БЛА

где ν_y - вертикальная составляющая вектора скорости;

g - ускорение силы тяжести.

В данном уравнении (4) два неизвестных: ν_y и g. Если исключить ν_y, то можно будет вычислить значение g. Рассмотрим данный вопрос подробнее. Запишем зависимость для высоты полета БЛА:

где Н₀ - начальная высота полета;

ν_yc - постоянная составляющая вертикальной скорости;

ΔH - амплитуда переменной составляющей высоты полета;

ω_p - частота рикошета.

Продифференцируем данное уравнение, получим зависимость для определения ν_y

Анализируя (6), можно отметить, что в момент времени, когда cosω_pt=0,

Задача состоит в нахождении некоторой математической функции, с помощью которой можно будет определить данный момент времени. Из выражения (6) определим зависимости для

Примем во внимание, что выражение для кажущегося ускорения имеет следующий вид:

где

g₀ - начальное значение ускорения силы тяжести;

- постоянная составляющая скорости изменения ускорения силы тяжести;

Δg - амплитуда переменной составляющей ускорения силы тяжести. Продифференцировав выражение (10) получим

где

Подставим в выражение (12) зависимости (9) и (13). Тогда,

Необходимо учесть, что ускорение силы тяжести с течением времени изменяется незначительно, поэтому можно считать, что При учете

данного допущения зависимость (14) примет вид

Как видно из выражения (15), функция обращается в нуль в момент времени, когда cosω_p=0. В этом случае, как указывалось выше, выполняется условие (7).

Необходимо отметить, что в отличие от функции (6), которую невозможно реализовать на борту ЛА ввиду отсутствия информации о ν_y0, ΔH, ω_p, функция (15) может быть достаточно просто реализована.

Действительно

где Δt - шаг интегрирования (j=1, 2, 3...). Информация о кажущемся ускорении поступает с акселерометров.

Таким образом, на борту может быть сравнительно легко определен момент времени t_i(i=1, 2, 3...), когда функция обращается в нуль.

Используя выражение (16), представим зависимости для вертикальной составляющей кажущейся скорости БЛА для i-того и (i+1) моментов времени (i=1, 2, 3...)

Вычтем (18) из (17). Полагая, что за время, равное t_i+1-t_i, g=const, в итоге получим

Из выражения (19) найдем зависимость для вычисления g

где w_yi, w_y(i+1) - значения кажущейся скорости БЛА в момент времени, когда .

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

Итак, используя зависимость (20), можно определить ускорение силы тяжести по информации, полученной на борту БЛА от акселерометров.

Предлагаемый способ вычисления ускорения силы тяжести прост в реализации, что позволяет упростить и процедуру определения параметров движения. Кроме того, способ позволяет ликвидировать положительную обратную связь, в результате этого погрешности, которые характерны для способа-прототипа, исключаются, при этом повышается точность определения навигационных параметров движения БЛА.

Для подтверждения выше сказанного была разработана программа, в которой сравнение предлагаемого способа и способа-прототипа осуществлялось при прочих равных условиях. Регистрация параметров движения осуществлялась на 1500 секунде полета. Результаты исследования приведены в таблице, где - X_i, Н_i - действительные значения скорости и высоты полета; X, Н - соответственно дальность и высота при определении g расчетным путем; Xr, Hr - дальность и высота при определении g с помощью предлагаемого способа; ΔХ, ΔН, ΔXr, ΔHr - соответственно отклонения дальностей и высот от истинных значений при учете инструментальной погрешности.

Таблица
Xi	Hi	X	H	Xr	Hr	ΔX	ΔН	ΔXr	ΔHr
м
8307381	48747	8307366	48757	8307377	48756	15	10	4	9
8307381	48747	8309360	46376	8307377	48756	1979	2371	4	9

Анализ результатов моделирования подтверждает, что точность определения высоты и дальности полета при определении ускорения силы тяжести предложенным способом существенно выше, чем при вычислении известным способом.

Формула изобретения

Способ наведения беспилотного летательного аппарата в режиме рикошетирования, включающий измерение составляющих 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 в моменты времени, когда производная по кажущему ускорению принимает значение, равное нулю, согласно формуле

где w_yi, w_y(i+1) - значения кажущейся скорости БЛА;

t_i(i=1, 2, 3...), t_i+1 - моменты времени, когда функция обращается в нуль.

ИЗВЕЩЕНИЯ

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

Дата прекращения действия патента: 26.07.2014

Дата публикации: 10.06.2015