RU2449922C1 - Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку - Google Patents
Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку Download PDFInfo
- Publication number
- RU2449922C1 RU2449922C1 RU2010146311/11A RU2010146311A RU2449922C1 RU 2449922 C1 RU2449922 C1 RU 2449922C1 RU 2010146311/11 A RU2010146311/11 A RU 2010146311/11A RU 2010146311 A RU2010146311 A RU 2010146311A RU 2449922 C1 RU2449922 C1 RU 2449922C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- control signal
- signal
- glide path
- path beacon
- glide
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к способам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку. В способе используют систему автоматического управления с логической фильтрацией управляющего сигнала глиссадного радиомаяка. Производят линейную фильтрацию управляющего сигнала. Если скорость изменения фильтрованного сигнала глиссадного радиомаяка превышает предельно допустимое значение, запоминают данное событие. Из фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка формируют и запоминают сигнал на предыдущем по времени шаге квантования. Формируют область возможных значений фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка во времени с учетом максимально возможной скорости его изменения. Если время, в течение которого управляющий сигнал глиссадного радиомаяка принимает значения в сформированной области, меньше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному на предыдущем по времени шаге квантования, если больше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует текущему значению. На основе полученного логически фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка и сигналов угла тангажа и угловой скорости тангажа в вычислителе системы автоматического управления формируют управляющий сигнал и подают его на привод руля высоты, посредством которого осуществляют автоматическое управление самолетом при заходе на посадку. Достигается повышение точности захода самолета на посадку. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к способам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку.
Известны способы автоматического управления самолетом призаходе на посадку. Подобные способы описаны, в частности, в авторских свидетельствах SU 762327, В64С 13/18, 10.10.2005; SU 1012524, В64С 13/18, 27.09.2005; патенте RU 2330792, В64С 13/16, 10.08.2008 и в книге Федорова С.М., Кейна В.М., Михайлова О.И., Сухих Н.Н. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.107-108.
К недостаткам известных способов, обеспечивающих автоматический режим захода маневренных самолетов на посадку, следует отнести тот факт, что при их использовании требования по точности захода на посадку остаются заниженными ввиду неудовлетворительной фильтрации помех, имеющих место в управляющем сигнале глиссадного радиомаяка.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку, реализуемый системой автоматического управления, представленной в патенте RU 2330792. Данный способ предусматривает повышение точности захода самолета на посадку путем фильтрации управляющего сигнала глиссадного радиомаяка с помощью нелинейного фильтра, сформированного в системе.
Однако обеспечиваемый уровень точности захода самолета на посадку остается недостаточным, в частности для таких высокоманевренных самолетов, как Т-35.
Целью заявленного изобретения является устранение указанных выше недостатков и обеспечение повышенной точности захода самолета на посадку путем улучшения фильтрации управляющего сигнала глиссадного радиомаяка.
Поставленная цель достигается за счет того, что при способе автоматического управления самолетом при заходе на посадку, предусматривающем использование системы автоматического управления с фильтрацией управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, осуществляют логическую фильтрацию управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, для чего сначала производят линейную фильтрацию данного сигнала, при этом, если скорость изменения фильтрованного сигнала глиссадного радиомаяка превышает предельно допустимое значение, запоминают данное событие, кроме того, из фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка формируют и запоминают сигнал на предыдущем по времени шаге квантования, формируют область возможных значений фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка во времени с учетом максимально возможной скорости его изменения, причем, если время, в течение которого управляющий сигнал глиссадного радиомаяка принимает значения в сформированной области, меньше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному на предыдущем по времени шаге квантования, если больше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует текущему значению, на основе полученного логически фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка и сигналов угла тангажа и угловой скорости тангажа в вычислителе системы автоматического управления формируют управляющий сигнал и подают его на привод руля высоты, посредством которого осуществляют автоматическое управление самолетом при заходе на посадку.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку.
Данная система содержит глиссадный радиоприемник 1, датчик 2 угла тангажа, датчик 3 угловой скорости тангажа 3, вычислитель 4 управляющих сигналов радиомаяка, вычислитель 5 канала тангажа, линейный фильтр 6, дифференцирующее устройство 7, первое пороговое устройство 8, первое запоминающее устройство 9, первый блок 10 «чистое запаздывание», первое коммутационное устройство 11, второе запоминающее устройство 12, второе коммутационное устройство 13, третье коммутационное устройство 14, четвертое коммутационное устройство 15, первый сумматор 16, пятое коммутационное устройство 17, интегрирующее устройство 18, второй сумматор 19, второе пороговое устройство 20, логический блок 21 «ИЛИ», второй блок 22 «чистое запаздывание», третий сумматор 23, третье пороговое устройство 24, счетчик 25 времени, четвертое пороговое устройство 26, логический блок 27 «И» и шестое коммутационное устройство 28.
Сигнал εГ с глиссадного радиоприемника 1 поступает на первый вход вычислителя 4 управляющих сигналов радиомаяка, на второй вход которого поступает сигнал с датчика 2 угла тангажа. В данном вычислителе формируется часть алгоритма управления системы при автоматическом заходе на посадку самолета, пропорциональная углам εГ и ϑ и их производным. Однако, в частности, в сигнале, поступающем с глиссадного радиомаяка в глиссадный радиоприемник 1, имеет место существенный уровень помех, влияние которых существенно для обеспечения требуемого качества захода самолета на посадку. Сигналы с выхода датчика 2 угла тангажа и датчика 3 угловой скорости тангажа подают соответственно на второй и третий входы вычислителя 5 канала тангажа, на четвертый вход которого подают сигнал балансировочного положения ручки управления. В данном вычислителе формируется алгоритм автоматического управления, пропорциональный углу тангажа и его производным. Сигнал с выхода вычислителя 4 управляющих сигналов радиомаяка подают в устройство логической фильтрации, а именно на первый вход линейного фильтра 6 (с малой постоянной времени), служащего для безударного переключения логических операций. Сигнал с выхода фильтра 6 подают на последовательно соединенные дифференцирующее устройство 7, пороговое устройство 8 и запоминающее устройство 9. Отметим, что производная изменения управляющего сигнала при нормально (без помех) функционирующей работе принимает определенное максимальное по абсолютной величине значение. Если это значение при наличии помехи превышает максимально допустимое, то на выходе порогового устройства 8 вырабатывается ненулевой сигнал, который фиксируется первым запоминающим устройством 9. Сигнал с выхода линейного фильтра 6 подают также на последовательно соединенные первый блок 10 «чистое запаздывание», в котором формируют (при цифровой реализации) величину сигнала фильтра 6 на предыдущем шаге, первое коммутационное устройство 11, на управляющий вход которого подают сигнал с выхода первого 9 запоминающего устройства, осуществляющего подключение сигнала фильтра 6 на предыдущем шаге ко второму запоминающему устройству 12. Таким образом, на выходе второго запоминающего устройства 12 формируется сигнал фильтра 6 на предыдущем шаге квантования по времени при условии, что производная изменения сигнала на выходе линейного фильтра 6 больше по абсолютной величине предельно допустимого значения.
Также в системе используются второе, третье и четвертое коммутационные устройства 13, 14 и 15. Причем управляющий и сигнальный входы коммутационного устройства 13 соединены с выходами первого 9 и второго 12 запоминающих устройств соответственно. В случае если производная сигнала линейного фильтра 6 больше предельного значения, с выхода второго коммутационного устройства 13 на первый вход сумматора 16 подается управляющий сигнал со второго запоминающего устройства 12, т.е. сигнал фильтра 6 на предыдущем шаге. Сигнальный вход третьего коммутационного устройства 14 соединен с выходом фильтра 6, а управляющий вход - с выходом первого запоминающего устройства 9, и в случае, если производная сигнала линейного фильтра 6 больше предельного значения, происходит отключение выходного сигнала третьего коммутационного устройства 14 от второго входа сумматора 16. При этом на третий вход сумматора 16 подается сигнал фильтра 6, посредством четвертого коммутационного устройства 15, на управляющий вход которого поступает сигнал со второго блока «чистое запаздывание». Как ранее отмечалось, управляющий сигнал на выходе линейного фильтра 6 может изменяться во времени с фиксированной максимальной скоростью, поэтому необходимо сформировать область возможных изменений управляющего сигнала во времени и определить момент, когда он попадает в заданную область, и принять решение о присвоении сигналу соответствующего значения. Для этого был принят следующий алгоритм: если время, в течение которого управляющий сигнал принимает значения в сформированной области, меньше порогового, например, 1 с, то в качестве управляющего сигнала принимается сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному вторым запоминающим устройством 12, а если больше порогового - величина управляющего сигнала соответствует текущему значению.
Для реализации ранее изложенного, в системе используются последовательно соединенные пятое коммутационное устройство 17, на сигнальный вход которого подают сигнал, соответствующий максимально возможному значению скорости изменения сигнала линейного фильтра 6, а на управляющий вход - сигнал с выхода первого запоминающего устройства 9, осуществляющего замыкание нормально разомкнутого контакта данного коммутационного устройства, интегрирующее устройство 18, второй сумматор 19, второй вход которого соединен с выходом фильтра 6, а третий, инвертирующий, вход соединен с выходом второго запоминающего устройства 12, второе пороговое устройство 20, срабатывающее при условии отрицательного значения сигнала второго сумматора 19, логический блок 21 «ИЛИ» и второй блок 22 «чистое запаздывание». Таким образом, формируется максимально возможное значение сигнала линейного фильтра 6. Для формирования минимально возможного значения используется третий сумматор 23, первый вход которого соединен с выходом интегрирующего устройства 18, второй вход соединен с выходом фильтра 6, а третий, инвертирующий, - с выходом второго запоминающего устройства 12. Также вводится третье пороговое устройство 24, вход которого соединен с выходом третьего сумматора 23, а выход - со вторым входом логического блока 21 «ИЛИ».
Кроме того, используются последовательно соединенные счетчик 25 времени, вход которого соединен с выходом первого запоминающего устройства 9 (отметим, что под воздействием ненулевого сигнала данного устройства осуществляется «запуск» счетчика 25 времени, а при нулевом сигнале - обнуление счетчика времени), четвертое пороговое устройство 26 и логический блок 27 «И», на второй вход которого подают сигнал с логического блока 21 «ИЛИ», фиксирующего нахождение сигнала фильтра 6 в заданной временной области. При совпадении единичных сигналов на выходах блоков 26 и 21 на выходе логического блока 27 «И» формируется сигнал, который подают на управляющий вход шестого коммутационного устройства 28, на сигнальный вход которого поступает сигнал со второго запоминающего устройства 12 и в качестве начальных условий передается на второй вход линейного фильтра 6. Отметим, что, при отключении сигнала второго запоминающего устройства 12, сигнал, соответствующий начальным условиям, на фильтр 6 не поступает.
Сигнал с выхода второго блока 22 «чистое запаздывание» подают на вторые входы первого 9 и второго 12 запоминающих устройств, тем самым обнуляют выходные сигналы данных блоков, а также подают его на второй вход четвертого коммутационного устройства 15, подключая сигнал фильтра 6 к третьему входу первого сумматора 16. Управляющий сигнал, логически зафильтрованный, с выхода данного сумматора поступает на первый вход вычислителя 5 тангажа и с его выхода на привод руля высоты, осуществляя автоматическое управление самолетом при заходе на посадку.
Как показали результаты моделирования предлагаемого способа автоматического управления самолетом при заходе на посадку, реализованного в системе автоматического управления в составе комплексной системы управления КСУ-35 для маневренного самолета Т-35, благодаря использованию логической фильтрации, удалось снизить уровень помех в управляющем сигнале и тем самым повысить точность захода самолета на посадку.
Отметим, что сформированный логический фильтр является универсальным и в настоящее время проходит летные испытания в системе автоматического управления тормозами на самолете Т-35 фирмы «Сухой».
Claims (1)
- Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку, предусматривающий использование системы автоматического управления с фильтрацией управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, отличающийся тем, что осуществляют логическую фильтрацию управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, для чего сначала производят линейную фильтрацию данного сигнала, при этом, если скорость изменения фильтрованного сигнала глиссадного радиомаяка превышает предельно допустимое значение, запоминают данное событие, кроме того, из фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка формируют и запоминают сигнал на предыдущем по времени шаге квантования, формируют область возможных значений фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка во времени с учетом максимально возможной скорости его изменения, причем если время, в течение которого управляющий сигнал глиссадного радиомаяка принимает значения в сформированной области, меньше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному на предыдущем по времени шаге квантования, если больше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует текущему значению, на основе полученного логически фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка и сигналов угла тангажа и угловой скорости тангажа в вычислителе системы автоматического управления формируют управляющий сигнал и подают его на привод руля высоты, посредством которого осуществляют автоматическое управление самолетом при заходе на посадку.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010146311/11A RU2449922C1 (ru) | 2010-11-15 | 2010-11-15 | Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010146311/11A RU2449922C1 (ru) | 2010-11-15 | 2010-11-15 | Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2449922C1 true RU2449922C1 (ru) | 2012-05-10 |
Family
ID=46312226
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010146311/11A RU2449922C1 (ru) | 2010-11-15 | 2010-11-15 | Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2449922C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2624263C1 (ru) * | 2016-06-08 | 2017-07-03 | Николай Иванович Войтович | Двухчастотный глиссадный радиомаяк |
| RU2624459C1 (ru) * | 2016-05-04 | 2017-07-04 | 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 | Глиссадный радиомаяк |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1141357A (en) * | 1965-03-18 | 1969-01-29 | Int Standard Electric Corp | Radio navigation system |
| GB1488744A (en) * | 1974-06-19 | 1977-10-12 | Sundstrand Data Control | Aircraft landing approach ground proximity warning instrument |
| RU2040434C1 (ru) * | 1993-01-18 | 1995-07-25 | Бабушкин Соломон Абрамович | Система автоматического управления посадкой самолета |
| RU2259630C1 (ru) * | 2004-04-05 | 2005-08-27 | Пензенская государственная технологическая академия | Устройство фазовой автоподстройки генератора импульсов |
| SU1012524A1 (ru) * | 1981-06-12 | 2005-09-27 | М.Л. Пхор | Система управления заходом на посадку |
| SU762327A1 (ru) * | 1978-06-14 | 2005-10-10 | А.Н. Митриченко | Устройство для управления самолетом при заходе на посадку |
| RU2330792C1 (ru) * | 2006-12-01 | 2008-08-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку |
-
2010
- 2010-11-15 RU RU2010146311/11A patent/RU2449922C1/ru active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1141357A (en) * | 1965-03-18 | 1969-01-29 | Int Standard Electric Corp | Radio navigation system |
| GB1488744A (en) * | 1974-06-19 | 1977-10-12 | Sundstrand Data Control | Aircraft landing approach ground proximity warning instrument |
| SU762327A1 (ru) * | 1978-06-14 | 2005-10-10 | А.Н. Митриченко | Устройство для управления самолетом при заходе на посадку |
| SU1012524A1 (ru) * | 1981-06-12 | 2005-09-27 | М.Л. Пхор | Система управления заходом на посадку |
| RU2040434C1 (ru) * | 1993-01-18 | 1995-07-25 | Бабушкин Соломон Абрамович | Система автоматического управления посадкой самолета |
| RU2259630C1 (ru) * | 2004-04-05 | 2005-08-27 | Пензенская государственная технологическая академия | Устройство фазовой автоподстройки генератора импульсов |
| RU2330792C1 (ru) * | 2006-12-01 | 2008-08-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2624459C1 (ru) * | 2016-05-04 | 2017-07-04 | 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 | Глиссадный радиомаяк |
| RU2624263C1 (ru) * | 2016-06-08 | 2017-07-03 | Николай Иванович Войтович | Двухчастотный глиссадный радиомаяк |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7756612B2 (en) | Method and a device for providing assistance in piloting a rotorcraft at takeoff | |
| EP2177966A3 (en) | Systems and methods for unmanned aerial vehicle navigation | |
| MX2018002742A (es) | Aparatos y metodos para vehiculos aereos no tripulados con control de gestos. | |
| WO2016009402A3 (en) | Image and/or radio signals capturing platform | |
| RU2424947C2 (ru) | Способ и устройство снижения нагрузок на крыло летательного аппарата при его крене | |
| US10082800B2 (en) | Method for stabilizing mission equipment using unmanned aerial vehicle command and posture information | |
| RU2449922C1 (ru) | Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку | |
| WO2009023340A3 (en) | Autodrag function for glide slope control | |
| JP2620412B2 (ja) | 空中飛翔物制御用マイクロ制御装置 | |
| US9811093B2 (en) | Flight trajectory compensation system for airspeed variations | |
| FR2756541A1 (fr) | Procede pour la protection d'un aeronef contre les rafales de vent vertical et dispositif de pilotage en profondeur mettant en oeuvre ce procede | |
| RU2330792C1 (ru) | Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку | |
| WO2010127675A3 (en) | Method for compensation of gyroscopic forces of a rotor in a helicopter | |
| RU2449923C1 (ru) | Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку | |
| CN207502716U (zh) | 一种环境光噪声抑制电路及激光雷达 | |
| US3752420A (en) | Augmented washout circuit for use in automatic pilots | |
| CN107703979B (zh) | 舵机伺服系统的尖峰电流抑制方法及装置 | |
| CN106597390B (zh) | 一种海杂波抑制方法 | |
| RU2373111C1 (ru) | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
| KR101957290B1 (ko) | 교차위상 재밍 시스템 | |
| RU2326788C1 (ru) | Система автоматического управления креном высокоманевренного самолета | |
| RU2014144061A (ru) | Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных летательных аппаратов с повышенной адаптацией к маневру носителя и система для его реализации | |
| JP2598158B2 (ja) | フェイズドアレイレーダ装置 | |
| RU2814931C1 (ru) | Нелинейный префильтр, обеспечивающий подавление явления раскачки самолета летчиком | |
| RU2368536C1 (ru) | Способ управления движением корабля при развитом морском волнении |