RU2240589C1 - Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы - Google Patents

Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы Download PDF

Info

Publication number
RU2240589C1
RU2240589C1 RU2003123630/28A RU2003123630A RU2240589C1 RU 2240589 C1 RU2240589 C1 RU 2240589C1 RU 2003123630/28 A RU2003123630/28 A RU 2003123630/28A RU 2003123630 A RU2003123630 A RU 2003123630A RU 2240589 C1 RU2240589 C1 RU 2240589C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
given
signal
radius
depending
Prior art date
Application number
RU2003123630/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2003123630A (ru
Inventor
С.К. Исмагилова (RU)
С.К. Исмагилова
В.В. Кавинский (RU)
В.В. Кавинский
В.В. Курдин (RU)
В.В. Курдин
А.С. Никулин (RU)
А.С. Никулин
А.А. Никулина (RU)
А.А. Никулина
М.И. Орехов (RU)
М.И. Орехов
И.В. Радченко (RU)
И.В. Радченко
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" filed Critical Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро"
Priority to RU2003123630/28A priority Critical patent/RU2240589C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2240589C1 publication Critical patent/RU2240589C1/ru
Publication of RU2003123630A publication Critical patent/RU2003123630A/ru

Links

Images

Landscapes

  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиационного приборостроения. Способ включает формирование сигналов о заданном курсе и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в системе координат, связанной с взлетно-посадочной полосой, формирование сигнала о программном значении высоты, формирование сигналов управления нормальной перегрузкой, формирование сигнала управления креном, формирование сигналов управления изменением углового положения ЛА. Дополнительно формируют сигнал критической дальности до точки касания вынесенной окружности в зависимости от значений курса, минимально возможного радиуса разворота и радиуса заданной вынесенной окружности. Формируют управляющий сигнал заданного угла крена с момента совпадения значения сигнала линейной дальности до точки касания вынесенной окружности со значением сигнала критической дальности. Когда сигнал линейной дальности до точки касания новой вынесенной окружности с радиусом, равным минимально возможному радиусу разворота, станет равным нулю, после прохождения заданной вынесенной точки выхода происходит выравнивание ЛА по линии взлетно-посадочной полосы. Изобретение позволяет повысить точность формируемой траектории летательного аппарата. 3 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области авиационного приборостроения.
Известны способы управления летательным аппаратом (ЛА), реализующие вывод ЛА на линию, направленную вдоль продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП), при заходе на посадку, описанные в следующих источниках - [1], [2] с. 11-21, [3] с. 221.
В способе управления предпосадочными маневрами МТКК Space Shuttle [2] предпосадочное движение разбивается на четыре фазы:
0) s-образные развороты,
1) полет на точку касания вынесенного по линии ВПП цилиндра,
2) полет по цилиндру для выравнивания текущего направления на направление ВПП,
3) предзавершающее управление.
Фаза s-образных разворотов имеет место, когда ЛА обладает избыточным запасом условной энергии, избыток которой он ликвидирует на этой фазе до подхода к аэродрому. После этого фазы 1-3 выполняются только с минимально необходимым (в пределах возможной точности) уровнем энергии.
Такой способ управления целесообразно использовать для управления ЛА, выполняющими возврат на аэродром в режиме планирования (таким является МТКК Space Shuttle), поскольку для этого типа ЛА посадка должна быть выполнена с первого захода и наличие большой избыточной энергии на фазах 1-3 недопустимо с точки зрения безопасности полета.
Использование такого способа управления для ЛА, управляемого при возврате двигателями, приводит к возникновению недостатков, связанных с тем, что не всегда является целесообразным рассеивание энергии (гашение скорости и снижение) на большом удалении от аэродрома. Кроме этого, в зависимости от создавшейся в районе аэродрома воздушной обстановки, возможно, что ЛА не сразу будет принят на аэродром, а будет находиться в зоне ожидания или вынужден будет выполнить повторный заход на посадку (для гражданских ЛА нормальным считается уход на повторный заход до 3% из всех заходов на посадку (см. [4], с. 31).
Таким образом, данный способ управления имеет недостатки, связанные с уменьшением безопасности полета и выполнением не всегда оптимального управления, если способ применяется для ЛА, имеющего избыточный запас энергии при возврате на аэродром посадки.
В способе управления, описанном в регламенте эксплуатации изделия 911-02 (см. [1]), управление ЛА осуществляется первоначально на точку А касания окружности (см. фиг. 1), вынесенной по оси ВПП на расстояние Двт от ее центра, а затем по этой окружности до выхода на линию ВПП (см. фиг. 1). Радиус этой окружности R3 определяется в зависимости от значения заданной скорости Vзад, которую ЛА должен иметь в точке касания А в момент выхода на заданную высоту Н0. Таким образом обеспечивается минимум расстояния выхода ЛА на линию ВПП аэродрома, когда скорость ЛА велика на большом удалении и уменьшается по мере снижения и приближения к аэродрому до Vзад, на высоте Н0.
Данный способ основан на формировании по текущим координатам ЛА, истинному курсу, высоте полета, составляющей скорости ЛА в вертикальной плоскости, крену, нормальной перегрузке, управляющих воздействий и изменении углового положения самолета на основе сформированных воздействий.
Данный способ выбирается в качестве прототипа.
Основным недостатком этого способа управления является следующее: из-за того, что путевая скорость ЛА Vтек в точке касания вынесенной окружности может превышать заданную скорость Vзад в этой точке (например, вследствие ветровых возмущений или когда ЛА возвращается на аэродром с большой ("неразрешенной") высоты и для снижения к точке касания до заданной высоты Но развивает большую скорость), минимально возможный радиус разворота ЛА R тек m (см. фиг. 2), зависящий от величины текущей путевой скорости Vтек ЛА и максимально возможного угла крена, будет превышать заданный радиус разворота RЗ. Это приведет к тому, что ЛА не впишется в заданную окружность и выйдет на линию ВПП с некоторым перерегулированием (см. фиг. 2). Вследствие перерегулирования ЛА может выйти из зоны действия посадочных радиосредств (заштрихованная область на фиг. 2) - курсо-глиссадного радиомаяка (КГМ) и войти в эту зону на расстоянии от ВПП, не дающем возможности выполнения посадки и требующем выполнения повторного захода на посадку, а следовательно, и дополнительных расходов топлива. Кроме того, перерегулирование вызывает движение ЛА по линии повторного захода (см. фиг. 2), но в противоположном направлении, которое предусмотрено для повторных заходов. Это приведет к уменьшению безопасности полета, если в зоне аэродрома есть другие ЛА, выполняющие повторный заход на посадку.
Техническим результатом при реализации настоящего изобретения является повышение точности формируемой траектории ЛА при выходе на линию ВПП в заданную точку выхода ВТ (см. фиг.3).
Данный технический результат достигается тем, что в известном способе управления, включающем формирование сигналов о заданном курсе и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от сигналов о координатах ЛА, координатах центра и радиуса вынесенной окружности, вычисленных по текущим координатам ЛА, курсу, высоте, вертикальной скорости, крену и нормальной перегрузке, формирование сигнала о программном значении высоты в зависимости от сигналов о заданной высоте ЛА, заданном угле наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование сигналов управления заданной нормальной перегрузкой в зависимости от значений вертикальной скорости ЛА, текущей и программной высотах, формирование сигнала управления заданным креном в зависимости от значений истинного и заданного курсов ЛА в сторону вынесенной окружности, формирование сигналов управления изменением углового положения ЛА, дополнительно формируют сигнал текущего минимально возможного радиуса разворота в зависимости от значений путевой скорости ЛА и максимально возможного угла крена, формируют сигнал критической дальности до точки касания вынесенной окружности в зависимости от значений заданного курса, минимально возможного радиуса разворота и радиуса заданной вынесенной окружности, формируют управляющий сигнал заданного угла крена в сторону, противоположную направлению на вынесенную окружность, начиная с момента совпадения значения сигнала линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности со значением сигнала критической дальности и вплоть до момента пока сигнал линейной дальности до точки касания новой вынесенной окружности с радиусом, равным минимально возможному радиусу разворота, не станет равным нулю.
Дополнительные преимущества при достижении указанного технического результата: недопущение выхода ЛА из зоны действия посадочных радиосредств, увеличение безопасности полета в районе аэродрома, снижение расхода топлива.
На фигурах 1 и 2 изображены траектории полета в горизонтальной плоскости, формируемые известным способом, когда скорость ЛА равна заданной (фиг. 1), и когда превышает ее (фиг. 2). На фигуре 3 представлена траектория полета в горизонтальной плоскости, формируемая предлагаемым способом, когда скорость ЛА может превышать заданную.
Реализация предложенного способа управления осуществляется следующим образом.
По текущим координатам ЛА (ХТ, VТ) и заданным координатам центра вынесенной окружности (Х0ВТ, V0=RЗ) определяется заданный курс ЛА
Figure 00000002
на точку касания А вынесенной окружности в системе координат, связанной с ВПП (см. фиг.3):
Figure 00000003
где RЗ=4 км - радиус заданной вынесенной окружности.
Сигнал заданного курса ΨЗК=
Figure 00000004
вместе с сигналом истинного курса ЛА Ψи поступают в систему автоматического управления (САУ) ЛА, которая формирует сигнал крена по следующей зависимости:
Figure 00000005
где К1 - известный коэффициент.
После того, как истинный курс ЛА ΨИ совпал с заданным курсом ΨЗК сигнал γЗАД становится равным нулю и ЛА летит на точку А касания заданной вынесенной окружности.
В продольной плоскости САУ работает в режиме стабилизации программной высоты НПР по следующему закону:
Figure 00000006
где K2, К3 - известные коэффициенты,
Vу - значение вертикальной скорости ЛА,
Н - значение текущей высоты ЛА,
НПР0+tg(θЗАД)·D - программное значение высоты,
θЗАД - заданный угол наклона траектории снижения,
Н0 - заданная высота ЛА в вынесенной точке,
Figure 00000007
- линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности.
Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным (
Figure 00000008
) значениями нормальной перегрузки.
Значение критической дальности (см. фиг. 3: DКР - расстояние от т. А до т. КТ) формируется в зависимости от величин текущего минимально возможного радиуса разворота
Figure 00000009
, радиуса заданной вынесенной окружности, заданного курса:
Figure 00000010
где VТЕК - текущая путевая скорость ЛА,
γmax - максимально возможный угол крена ЛА,
g - ускорение силы тяжести.
В момент выхода ЛА в критическую точку КТ (см. фиг. 3), т.е. когда D=DКР, осуществляется отворот ЛА от текущего направления с креном, противоположным направлению на вынесенную окружность, путем формирования заданного курса
Figure 00000011
, который вычисляется, как и
Figure 00000012
, по формуле (1), только на точку касания В (см. фиг. 3) новой сформированной окружности с координатами центра
Figure 00000013
и радиусом
Figure 00000014
. При этом вычисляется линейная дальность D' от ЛА до точки В касания новой вынесенной окружности:
Figure 00000015
После прохождения ЛА точки В, т.е. когда D1 становится равной нулю, САУ формирует сигнал заданного крена теперь уже в другую сторону - по направлению к центру новой вынесенной окружности, на которую вышел ЛА. Сигнал γЗАД определяется согласно (2), где ΨЗК=
Figure 00000016
формируется по следующей зависимости:
Figure 00000017
После прохождения вынесенной точки ВТ (см. фиг. 3) происходит выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП.
Предлагаемый способ может быть реализован в бортовой цифровой вычислительной машине комплекса навигационного оборудования ЛА. Реализация предлагаемого способа не подразумевает изменение или дополнение аппаратуры, устанавливаемой на борту ЛА, и предполагает использование только известных сигналов и исполнительных механизмов комплекса навигационного оборудования ЛА.
Литература
1) Регламент эксплуатации изделия 911-02 (КМИВ.461535.001 РЭ).
2) H.L. Ehlers, J.W. Kramer "Shuttle Orbiter Guidance System for the Terminal Flight Phase", Automatica 1977, V13, №1.
3) Батенко А.П. Управление конечным состоянием движущихся объектов. М.: Советское радио, 1977 г., 256с.
4) Новодворский Д. - Е.П. и др. Методология летных испытаний, М.: Машиностроение, 1984 г.

Claims (1)

  1. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы, включающий формирование сигналов о заданном курсе и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в системе координат, связанной с взлетно-посадочной полосой, в зависимости от сигналов о координатах летательного аппарата, координатах центра и радиуса вынесенной окружности, вычисленных по текущим координатам летательного аппарата, курсу, высоте, вертикальной скорости, крену и нормальной перегрузке, формирование сигнала о программном значении высоты в зависимости от сигналов о заданной высоте летательного аппарата, заданном угле наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности, формирование сигналов управления заданной нормальной перегрузкой в зависимости от значений вертикальной скорости летательного аппарата, текущей и программной высотах, формирование сигнала управления заданным креном в зависимости от значений истинного и заданного курсов летательного аппарата в сторону вынесенной окружности, формирование сигналов управления изменением углового положения летательного аппарата, отличающийся тем, что дополнительно формируют сигнал текущего минимально возможного радиуса разворота в зависимости от значений путевой скорости летательного аппарата и максимально возможного угла крена, формируют сигнал критической дальности до точки касания вынесенной окружности в зависимости от значений заданного курса, минимально возможного радиуса разворота и радиуса заданной вынесенной окружности, формируют управляющий сигнал заданного угла крена в сторону, противоположную направлению на вынесенную окружность, начиная с момента совпадения значения сигнала линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности со значением сигнала критической дальности и вплоть до момента пока сигнал линейной дальности до точки касания новой вынесенной окружности с радиусом, равным минимально возможному радиусу разворота, не станет равным нулю, после прохождения заданной вынесенной точки выхода происходит выравнивание летательного аппарата по линии взлетно-посадочной полосы с курсом, равным курсу взлетно-посадочной полосы.
RU2003123630/28A 2003-07-31 2003-07-31 Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы RU2240589C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003123630/28A RU2240589C1 (ru) 2003-07-31 2003-07-31 Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003123630/28A RU2240589C1 (ru) 2003-07-31 2003-07-31 Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2240589C1 true RU2240589C1 (ru) 2004-11-20
RU2003123630A RU2003123630A (ru) 2005-01-27

Family

ID=34311137

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003123630/28A RU2240589C1 (ru) 2003-07-31 2003-07-31 Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2240589C1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2450312C1 (ru) * 2011-07-25 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") Способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль
RU2628043C1 (ru) * 2016-06-07 2017-08-14 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Способ вывода самолета в точку начала посадки
RU2727416C1 (ru) * 2019-08-26 2020-07-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Способ управления полетом беспилотного летательного аппарата и беспилотная авиационная система
RU2749167C1 (ru) * 2020-07-02 2021-06-07 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Способ управления самолетом при возврате на аэродром в условиях экономии топлива

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2450312C1 (ru) * 2011-07-25 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") Способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль
RU2628043C1 (ru) * 2016-06-07 2017-08-14 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Способ вывода самолета в точку начала посадки
RU2727416C1 (ru) * 2019-08-26 2020-07-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Способ управления полетом беспилотного летательного аппарата и беспилотная авиационная система
RU2749167C1 (ru) * 2020-07-02 2021-06-07 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Способ управления самолетом при возврате на аэродром в условиях экономии топлива

Also Published As

Publication number Publication date
RU2003123630A (ru) 2005-01-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9274529B2 (en) Safe emergency landing of a UAV
US8498769B2 (en) Method of short-term rejoining of a flight plan by radar guidance of an aircraft
US6963795B2 (en) Vehicle position keeping system
CN105425813B (zh) 用于规划轨道的实时计算、组合任务的方法及用于管理这样的轨道的系统
Slattery et al. Trajectory synthesis for air traffic automation
EP0929869B1 (en) Method and apparatus for avionics management
CN101366064B (zh) 自动进场时协助驾驶飞行器的方法和装置及相应的飞行器
EP0321876B1 (en) Control system for helicopters
US6847866B2 (en) Shortened aircraft holding patterns
RU2496131C1 (ru) Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку
US11535394B2 (en) Aircraft landing assistance method and memory storage device including instructions for performing an aircraft landing assistance method
US5522567A (en) Energy management system for a gliding vehicle
US20160180716A1 (en) Method and system for guidance of an aircraft
WO2002101686A1 (en) System for aircraft in flight refueling
RU2240589C1 (ru) Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы
RU2546550C1 (ru) Способ управления траекторией летательного аппарата при посадке на незапрограммированный аэродром
RU2585204C1 (ru) Способ управления летательным аппаратом при заходе на навигационную точку с заданного направления
Yoon et al. Pursuit guidance law and adaptive backstepping controller design for vision-based net-recovery UAV
US20230206774A1 (en) Method and system for assisting with the approach of an aircraft with a view to landing
RU2628043C1 (ru) Способ вывода самолета в точку начала посадки
Hynes et al. Flight evaluation of pursuit displays for precision approach of powered-lift aircraft
Kriegsman et al. Terminal guidance and control techniques for soft lunar landing
RU2611453C1 (ru) Способ формирования полетной траектории летательного аппарата
RU2450312C1 (ru) Способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль
Warner Jr Approach trajectory guidance for maximum concealment

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170801