Полезная модель относится к пилотажно-навигационной технике и может быть использовано для повышения точности определения параметров ориентации летательных аппаратов, а именно для автономной коррекции курсового угла летательного аппарата.

Известны устройства по способу астрономической коррекции курсового угла летательных аппаратов [Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Л.А. Навигационные приборы и системы. Уч. пос. для вузов / Под ред. И.И. Помыкаева.- М.: Машиностроение, 1983. - 456 с] - астрономические компасы, использующие закономерности движения небесных светил (в первую очередь Солнца), для определения истинного курса, имеющие в своем составе блоки оптических датчиков с системами визирования. Основными идеями построения астрономических компасов являются две: первая - построение модели автоматически действующей небесной сферы (точнее части ее), в результате чего образуется указатель истинного меридиана (экваториальный астрономический компас); другая - измерение курсового угла светила путем пеленгации последнего и вычисление азимута светила по данным координат местонахождения объекта и географического места светила (горизонтальный астрономический компас). Суммирование этих двух углов дает истинный курс.

Недостатком устройств астрономической коррекции курса летательного аппарата является возможность функционирования только при оптической видимости Солнца и знании географических координат местонахождения, а также необходимость наличия дополнительных оптических устройств на борту летательного аппарата.

Известны устройства по способу коррекции курсового угла летательного аппарата с помощью радиотехнических средств [Селезнев В.П. Навигационные устройства. Уч. пос. для вузов.- 2-е изд. - М.: Машиностроение, 1974. - 600 с; Патент на изобретение РФ №2138060. Устройство формирования навигационных поправок, МПК G01S 3/10, G01C 21/24, опубликован 20.09.1999 г.]. Указанные устройства включают в свой состав дополнительные радиопередающие и радиоприемные блоки, а также системы пеленгации радиомаяков.

Недостатком устройств по данному способу является необходимость наличия дополнительных радиоприемных и радиопередающих устройств на борту летательного аппарата, а также наличие постоянно действующей, например, наземной, сети радиомаяков.

Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство по способу определения девиации курсоуказателя подвижного объекта [Патент на изобретение РФ №1633930, МПК G01C 17/38, опубликовано 24.07.1989 г.]. Способ и реализующее его устройство, включающее в себя гироскоп направления, гировертикаль, трехкомпонентный магнитометр и вычислитель, основаны на предстартовом определении коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля подвижного объекта и использовании разработанных зависимостей для определения магнитного курса в процессе движения объекта.

Недостатком устройства по данному способу является невозможность автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, причем отсутствие данной информации приводит к накоплению ошибок в определении параметров ориентации летательного аппарата.

Задача настоящей полезной модели направлена на повышение безопасности полетов в результате повышения точности определения курсового угла летательного аппарата без привлечения дополнительной внешней информации.

Поставленная задача решается тем, что в устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, включающее в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе летательного аппарата магнитометров для измерения продольной, поперечной и нормальной составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата на оси связанной с летательным аппаратом системы координат, гироскоп направления для определения гироскопического курса летательного аппарата, гировертикаль для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, первый вычислитель для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля летательного аппарата, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата, гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входом первого вычислителя, согласно решению дополнительно включены второй вычислитель для определения текущего значения магнитного курса летательного аппарата, третий вычислитель для определения текущего значения угла магнитного склонения, четвертый вычислитель для определения текущего значения угла магнитного наклонения, пятый вычислитель для определения корректирующего значения угла курса летательного аппарата и соответствующих ему значения углов крена и тангажа летательного аппарата, блок переключения с запоминающим устройством и сумматор, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата дополнительно соединены с входом второго вычислителя, выход первого вычислителя соединен с входами второго вычислителя, выходы гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входами второго вычислителя, выход гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и выход пятого вычислителя по корректирующему сигналу курса соединен с входами блока переключения с запоминающим устройством, выход которого совместно с выходами второго и третьего вычислителя соединен с входами сумматора, выход которого поступает в пилотажно-навигационный комплекс летательного аппарата и, кроме того, соединен с входами третьего, четвертого и пятого вычислителей, выход четвертого вычислителя по текущему значению угла магнитного наклонения соединен с входом пятого вычислителя, с выхода которого в пилотажно-навигационный комплекс летательного аппарата поступают значения по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата. Схема предлагаемого устройства поясняется чертежом.

Устройство включает в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров (1) для измерения продольной (T_х), поперечной (T_г) и нормальной (T_у) составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля объекта на оси связанной с летательным аппаратом (ЛА) системы координат OXYZ, гироскоп (2) для определения направления гироскопического курса (φ_г) подвижного объекта, гировертикаль (3) для определения углов крена (γ) и тангажа (υ) подвижного объекта, выполненные, например, по МЕМС-технологии, первый вычислитель (4) для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля подвижного объекта, причем выходы блока магнитометров (1) по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата, гироскопа направления (2) по углу гироскопического курса летательного аппарата и гировертикали (3) по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входом первого вычислителя (4), на вход первого вычислителя, кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовые значения горизонтальной (T_г0) и вертикальной (T_в0) составляющих вектора напряженности геомагнитного поля и угла магнитного наклонения (Θ), измеренные, например, с помощью дефлектора и инклинатора, а выходы блока магнитометров (1) по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля ЛА дополнительно соединены с входом второго вычислителя (5), выход первого вычислителя (4) соединен с входами второго вычислителя (5), причем первый вычислитель (4) задействован только в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта, выходы гировертикали (3) по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входами второго вычислителя (5), выход гироскопа направления (2) по углу гироскопического курса летательного аппарата и выход пятого вычислителя (8) по корректирующему сигналу курса соединен с входами блока переключения с запоминающим устройством (9), выход которого совместно с выходами второго (5) и третьего вычислителя (6) соединен с входами сумматора (10), выход которого по скорректированному углу курса поступает в пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) летательного аппарата и, кроме того, соединен с входами третьего (6), четвертого (7) и пятого (8) вычислителей, на входы третьего (6) и четвертого вычислителей (7) с ПНК поступают данные о времени полета (t) и скорости полета (V) летательного аппарата, на вход третьего вычислителя (6), кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовые значения широты и долготы, а также текущие координаты Северного магнитного полюса и координаты Северного географического полюса, на вход четвертого вычислителя (7), кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовое значение угла магнитного наклонения (©), выход четвертого вычислителя (7) по текущему значению угла магнитного наклонения соединен с входом пятого вычислителя (8), с выхода которого в ПНК летательного аппарата поступают значения по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата.

Технико-экономическое обоснование предлагаемого устройства заключается в повышении точности определения параметров ориентации летательного аппарата, а именно в автономной коррекции курсового угла ЛА без привлечения дополнительной информации с вспомогательных радиоизлучающих и оптических устройств датчиками первичной информации, входящими в состав пилотажно-навигационного комплекса ЛА, упрощении аппаратурной реализации и, как следствие, повышении безопасности полетов, а также снижении весо-габаритных характеристик пилотажно-навигационного комплекса.

Предложенные зависимости для определения во время полета магнитного курса объекта, горизонтальной и вертикальной составляющих геомагнитного поля, параметров собственного магнитного поля ЛА и других величин могут быть реализованы вычислительным путем в бортовой ЦВМ.

Формула полезной модели

Устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, включающее в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе летательного аппарата магнитометров для измерения продольной, поперечной и нормальной составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата на оси связанной с летательным аппаратом системы координат, гироскоп направления для определения гироскопического курса летательного аппарата, гировертикаль для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, первый вычислитель для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля летательного аппарата, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата, гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входом первого вычислителя, отличающееся тем, что дополнительно включены второй вычислитель для определения текущего значения магнитного курса летательного аппарата, третий вычислитель для определения текущего значения угла магнитного склонения, четвертый вычислитель для определения текущего значения угла магнитного наклонения, пятый вычислитель для определения корректирующего значения угла курса летательного аппарата и соответствующих ему значений углов крена и тангажа летательного аппарата, блок переключения с запоминающим устройством и сумматор, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата дополнительно соединены с входом второго вычислителя, выход первого вычислителя соединен с входами второго вычислителя, выходы гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входами второго вычислителя, выход гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и выход пятого вычислителя по корректирующему сигналу курса соединен с входами блока переключения с запоминающим устройством, выход которого совместно с выходами второго и третьего вычислителя соединен с входами сумматора, выход которого предназначен для соединения с пилотажно-навигационным комплексом летательного аппарата и, кроме того, соединен с входами третьего, четвертого и пятого вычислителей, выход четвертого вычислителя по текущему значению угла магнитного наклонения соединен с входом пятого вычислителя, выходы которого предназначены для передачи значения по корректирующим углам крена и тангажа летательного аппарата в пилотажно-навигационный комплекс летательного аппарата, вход третьего вычислителя предназначен для передачи данных о времени полета и скорости полета летательного аппарата с пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата, о стартовом значении широты и долготы, а также текущих координат Северного магнитного полюса и координат Северного географического полюса, вход четвертого вычислителя предназначен для передачи данных о времени полета и скорости полета летательного аппарата с пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата, о стартовом значении угла магнитного наклонения.