Устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата

Техническое решение (полезная модель) относится к пилотажно-навигационной технике и может быть использовано для повышения точности определения параметров ориентации летательных аппаратов, а именно для автономной коррекции угла курса летательного аппарата. Технический результат полезной модели заключается в повышении точности определения курсового угла летательного аппарата без привлечения дополнительной внешней информации и, как следствие, повышении безопасности полетов. Предлагаемое устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата, включает 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 для определения значения корректирующего угла курса в него 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; 1 илл.

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 (_г) подвижного объекта, гировертикаль (3) для определения углов крена () и тангажа () 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 (), 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.

Приведем теоретическое обоснование, позволяющее реализовать предлагаемое устройство.

Из теории и практики магнитных измерений известно, что магнитные девиации магниточувствительных датчиков обусловлены наличием собственного магнитного поля носителя, на котором они установлены, а геометрические девиации обусловлены изменением ориентации подвижного объекта относительно геомагнитного поля. Причем структура собственного магнитного поля объекта такова, что оно содержит постоянную и переменную составляющие. Постоянное магнитное поле носителя определяется наличием на подвижном объекте элементов из магнитомягких и магнитотвердых материалов, характеризуемые магнитной восприимчивостью к внешнему магнитному полю (намагничиваемостью в технологических и эксплуатационных условиях).

Эта составляющая напряженности магнитного поля носителя (T_п=colon (P, Q, R) фиксирована относительно корпуса основания при изменении ориентации объекта. Переменное магнитное поле носителя T_пер складывается из четырех составляющих: магнитного поля вихревых токов T_вх; индуктивного поля магнитных масс T_и; магнитного поля электрических нагрузок T_э; магнитного поля двигателей T_дв.

Напряженность результирующего магнитного поля носителя определяется векторной суммой составляющих

где: T^- напряженность геомагнитного поля.

Превалирующую роль в формировании магнитного поля носителя обычно играют три первые составляющие (причем и образуют в сумме магнитные помехи от ферромагнитных масс ) и определяемые в проекциях на связанные оси объекта OXYZ векторно-магнитным уравнением Пуассона:

,

где: S - матрица коэффициентов Пуассона:

A - матрица ориентации системы координат, связанной с объектом OXYZ, относительно горизонтальной геомагнитной системы координат.

Переменную и постоянную составляющие собственного магнитного поля подвижного поискового объекта, определяемые соответственно коэффициентами Пуассона и компонентами постоянного магнитного поля подвижного объекта, находим следующим образом.

Предположим, что имеется не менее четырех результатов экспериментов, проведенных при четырех различных курсах _i объекта, на каждом из которых при соответствующих значениях углов тангажа _i и крена _i (указанные измерения возможно проводить также сразу после взлета объекта на вираже в процессе набора им высоты), измеряют продольную T_xi, поперечную T_zi и нормальную T_yi компоненты результирующего магнитного поля объекта; формирует три разностных уравнения Пуассона (2), которые запишутся в матричном виде следующим образом:

Разностные уравнения (4) должны удовлетворять непременному условию (ij) и каждый результат эксперимента (i или j) не должен повторяться в системе более чем два раза.

Системе трех уравнений вида (4) соответствует система девяти скалярных разностных уравнений Пуассона следующего вида:

где: a_i, a_j, b_i, b_j, c_i, c_j - функции, определяемые зависимостями от составляющих T_г , T_в вектора T^- и углов ориентации подвижного объекта

(_i; _i; _i; _j; _j; _j): при ;

Выражения для a_j, bj, c _j имеют аналогичный вид.

Систему девяти скалярных уравнений вида 5 можно привести к матричной форме:

где: X^-, Y^- - матрицы-столбы размером (9×1); N - квадратная матрица размером (9×9) с элементами:

a_i,j=(a _i-a_j); b_i,j=(b_i-b _j); c_i,j=(c_i-с_j); .

Причем:

где: T_X12=T_X1 -T_X2; T_Y12=T_Y1-T_Y2 ; T_Z24=T_Z2-T_Z4.

Матрица N для системы девяти уравнений вида (5), соответствующая варианту троек экспериментов типа (1-2)_(1-3)_(2-4) имеет следующий вид:

Матрица N является неособенной, так как не содержит линейно зависимые строки и столбцы. Для нахождения обратной матрицы N^-1 детерминант матрицы N может быть определен по стандартной программе, например, приведением матрицы к форме Фробениуса (диагонализация матрицы) с последующим определением произведения элементов главной диагонали; окончательно детерминант матрицы N имеет вид:

Решая далее уравнение (7) относительно Y^-, получим:

Раскрывая решение (11), используя формулы Крамера, находим следующие выражения для определения коэффициентов Пуассона и составляющих вектора постоянного магнитного поля носителя:

где: F_i - вспомогательные функции, зависящие от углов ориентации носителя (_i; _i; _i) и угла магнитного наклонения :

где:

После определения коэффициентов Пуассона составляющие вектора постоянного магнитного поля носителя определяются следующим образом; запишем матричное уравнение Пуассона (2) в виде:

Отсюда в скалярной форме алгоритмы определения составляющих вектора постоянного магнитного поля носителя принимают вид:

в котором функции a_i, b _i, c_i определяются выражениями (6).

Напряженность магнитных помех от ферромагнитных масс объекта может превышать по модулю вектора T^- напряженности геомагнитного поля. При этом магнитные девиации магниточувствительных датчиков курсовых систем могут достигать нескольких десятков градусов.

Преобразуем матричное уравнение Пуассона (2) к следующему виду:

где: T_X, T_Y, T_Z - проекции вектора T^- результирующего магнитного поля объекта на его оси OX, OY, OZ; E - единичная матрица размером (3×3); T_Г, T_В - горизонтальная и вертикальная составляющие вектора T^- напряженности геомагнитного поля;

- угол магнитного наклонения вектора T^- напряженности геомагнитного поля; - матрица направляющих косинусов, где:

a₁₁=coscos; a₂₁=-sinsin-sincoscos; a₃₁=sincossin-sincos; a₁₂=sin; a₂₂=coscos; a₃₂=-sincos; a₁₃=cossin; a₂₃=cossin-sinsincos; a₃₃=sinsinsin+coscos; далее обозначены s- sin; c- cos; , , - углы магнитного курса, тангажа и крена летательного аппарата соответственно.

Из теории и практики измерения магнитных девиаций известно, что коэффициенты Пуассона (a, b,. k) и составляющие постоянного магнитного поля объекта можно считать постоянными величинами для конкретного фиксированного распределения ферромагнитных масс объекта.

Матричное уравнение (17) приведем к скалярному виду:

Введем следующие обозначения:

элементы матрицы M:

Систему уравнений (18) сведем к матричному виду:

где: M - квадратная матрица размером (3×3);

S_x=T_x-P; S _Y=T_Y-Q; S_Z=T_Z-R.

Решая уравнение (23), получим

где: M^-1 - обратная матрица;

пъ гп м 11 12 13

По формулам Крамера:

очевидно, что

Введем вспомогательные функции:

В итоге соотношения для нахождения горизонтальной T_г и вертикальной T_в составляющих вектора T^- напряженности геомагнитного поля запишутся в следующем виде:

Соотношение для нахождения магнитного курса запишется в следующем виде:

где:

Дополнительно рассмотрим трехкомпонентный магнитометр, чувствительные элементы которого жестко установлены на борту ЛА таким образом, что углы крена () и тангажа () ЛА одновременно являются углами отклонения чувствительных элементов магнитометра от горизонтальной плоскости. Показания магнитометра определяются проекциями вектора T^- напряженности геомагнитного поля на оси датчика. Рассмотрим следующий вариант определения магнитного курса на борту ЛА. Используя ранее принятые обозначения, запишем проекции вектора T^- напряженности геомагнитного поля на оси горизонтального сопровождающего трехгранника:

где

Символ T обозначает операцию транспонирования матричного произведения. Записывая в скалярной форме матричное уравнения (35), получаем:

Угол магнитного курса ЛА определяем следующим образом:

Отметим, что при совпадении нормальной оси ЛА с направлением вектора T^- напряженности геомагнитного поля (то есть, при T_X=T_Z=0) соотношение (38) принимает следующий вид:

Все множество пространственных положений чувствительного элемента магнитометра, при которых проекции вектора T^- напряженности геомагнитного поля на горизонтальную плоскость нулевые (T_X=T_Z=0), может быть получено путем вращения чувствительного элемента магнитометра на угол (æ[0°360°]) вокруг его нормальной оси O₁, предварительно совмещенной с направлением вектора T^-.

С другой стороны, все это множество пространственных положений чувствительного элемента магнитометра может быть получено путем трех последовательных поворотов трехгранника O на углы , , - курса, тангажа и крена ЛА. Запишем это в матричной форме:

Решая матричное уравнение (40), приравнивая соответствующие элементы матриц и исключая из соотношений вспомогательный угол (æ), получаем в итоге следующие зависимости, связывающие углы тангажа и крена ЛА с углом курса ЛА и углом магнитного наклонения, при которых вертикальная ось ЛА совпадает с направлением вектора T^- напряженности геомагнитного поля:

Устройство автономной коррекции курсового угла летательного аппарата функционирует следующим образом - по сигналам блока из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров (1) для измерения продольной (T _х), поперечной (T_z) и нормальной (T_y ) составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля объекта на оси связанной с летательным аппаратом (ЛА) системы координат OXYZ, гироскопа (2) направления гироскопического курса (_г) подвижного объекта, гировертикали (3) для определения углов крена () и тангажа () подвижного объекта, выполненных, например, по МЕМС-технологии, первый вычислитель (4) определяет в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта во время набора высоты на вираже, коэффициенты Пуассона и компоненты постоянного магнитного поля подвижного объекта по соотношениям (6, 12, 16), характеризующие собственное магнитное поле подвижного объекта. В процессе полета объекта второй вычислитель (5) по соотношениям (32-34) определяет текущее значение магнитного курса подвижного объекта (_м); третий вычислитель (6) на основе введенных и поступающих в него данных с пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) ЛА о скорости и времени полета (V, t), скорректированном значении курса ЛА (), координатах точки старта ЛА (₀, ₀), текущих координатах Северного магнитного полюса (_смп, _смп) с учетом его постоянного ежегодного дрейфа со скоростью порядка 40 (км/год), (по данным National Geophysical Data Center (NGDC), USA, официальный сайт: www.ngdc.noaa.gov; в 2014 г. точка Северного магнитного полюса имеет следующие координаты: _смп=85,62° с.ш.; _смп=143,34° з.д.), координатах Северного географического полюса (_г=90° с.ш.; долготы точка Северного географического полюса не имеет) определяет по счислению текущие координаты ЛА по следующим соотношениям:

и далее, используя указанные координаты, по формулам сферической тригонометрии [Волынский А.В. Сферическая тригонометрия. М.: Наука, 1977. - 136 с] постоянно в процессе полета определяет текущее значение угла магнитного склонения d_c по соотношениям:

где: s=(a+b+c)/2; a, b, c - стороны сферического треугольника, представляющие собой отрезки дуг большого круга, соединяющие точки Северного магнитного полюса, Северного географического полюса и текущую точку на земной сфере местоположения ЛА; поступающее в сумматор (10); четвертый вычислитель (7) на основе введенных и поступающих в него данных с пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) ЛА о скорости и времени полета (V, t), скорректированном значении курса ЛА (), значении угла магнитного наклонения в точке старта () определяет текущее значение угла магнитного наклонения (_т), поступающее в пятый вычислитель (8).

Для определения текущего значение угла магнитного наклонения в четвертом вычислителе использованы следующие теоретические положения: исходя из структуры магнитного поля Земли в первом приближении в районе магнитного экватора можно считать T=T _г55000 (нТл), T_в=0, угол магнитного наклонения =0°; при движении по меридиану примерно через 10000 км в районе магнитного полюса T=T_в55000 (нТл), T_г=0, угол магнитного наклонения =90°; поэтому для определения в первом приближении текущего значение угла магнитного наклонения вектора напряженности геомагнитного поля воспользуемся следующим соотношением:

где: V и t - соответственно скорость полета и время полета ЛА.

Пятый вычислитель (8) на основе поступающих в него данных о текущем значении угла магнитного наклонения вектора напряженности геомагнитного поля (_т) и скорректированном значении курса ЛА () по соотношениям (39, 41) определяет значения углов тангажа (_кор) и крена (_кор) ЛА, при которых вертикальная ось ЛА совпадает с направлением вектора T напряженности геомагнитного поля, поступающие далее в ПНК ЛА; а также значение угла курса ЛА (_кор); являющимся корректирующим для устройства:

который поступает затем в блок переключения с запоминающим устройством (9).

Блок переключения с запоминающим устройством (9) функционирует следующим образом: периодичность коррекции курсового угла определяется, в том числе, задачей, решаемой в полете ЛА, а также точностью гироскопического устройства для определения значения угла гироскопического курса ЛА (_г); так, например, при использовании миниатюрных блоков датчиков на основе MEMS-технологии накапливающаяся погрешность при определении угла курса ЛА может достигать 10°15° угловых градусов за час полета и более; при использовании блоков датчиков на основе волоконно-оптических гироскопов (ВОГ) накапливающаяся погрешность при определении угла курса ЛА может достигать в среднем 3°6° угловых градусов за час полета и более.

Предположим, что перед стартом ЛА, исходя из задачи полета, определена периодичность коррекции - 1 раз через 30 мин. полета; поэтому в полете ЛА с указанной периодичностью ЛА выполняет в полете вираж, при котором на несколько секунд достигаются значения углов тангажа (_кор) и крена (_кор) ЛА, при которых вертикальная ось ЛА совпадает с направлением вектора T^- напряженности геомагнитного поля, вычисленные в пятом вычислителе (8), а также значение угла курса ЛА (_кор), являющимся корректирующим для устройства.

В этом случае по сигналу пятого вычислителя (8) в блоке переключения с запоминающимся устройством (9) осуществляется переключение угла гироскопического курса (_г), поступающего в него с гироскопического устройства, на корректирующий угол курса (_кор), определенный в пятом вычислителе (8), при этом определяется величина погрешности курсового угла (_кор) по соотношению:

которая запоминается в блоке (9) и учитывается с обратным знаком до следующего момента коррекции в сигнале гироскопического курса (_г), обнуляя тем самым накапливающуюся погрешность в определении курсового угла ЛА.

В сумматоре (10) происходит стандартная для курсовой гиромагнитной системы процедура осреднения гироскопического курса (_г) и магнитного курса (_м) подвижного объекта [Шивринский В.Н. Навигационные системы летательных аппаратов. Ульяновск, УлГТУ, 2012 г., 148 с], в результате который с выхода сумматора (10) снимается полностью скорректированный сигнал курса подвижного объекта (), поступающий затем в блоки (6, 7, 8) устройства и в ПНК ЛА.

В качестве трехкомпонентного магнитометра, который может быть установлен на летательном аппарате, может быть использован, например, высокочувствительный малогабаритный гетеромагнитный электронный модуль 3Д НМ-3D, разработанный и выпускаемый на ОАО «Тантал» г. Саратов, (официальный сайт www.oao-tantal.ru), имеющий чувствительность в единицы 13 (нТл) и малые габаритные размеры.

В качестве гироскопических датчиков для определения курса и вертикали могут быть использованы малогабаритные высокоточные датчики, выполненные по МЕМС-технологии, например, блокам MEMS типа SFIM300, SFIM210, SFIM202 и др. Fa. Sensonor Technologies, Norway (официальный сайт www.sensonor.com).

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.

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.

РИСУНКИ