RU2647816C1 - Способ управления самолетом при заходе на посадку - Google Patents
Способ управления самолетом при заходе на посадку Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647816C1 RU2647816C1 RU2016150810A RU2016150810A RU2647816C1 RU 2647816 C1 RU2647816 C1 RU 2647816C1 RU 2016150810 A RU2016150810 A RU 2016150810A RU 2016150810 A RU2016150810 A RU 2016150810A RU 2647816 C1 RU2647816 C1 RU 2647816C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- approach
- adder
- aircraft control
- pitch angle
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
Abstract
Изобретение относится к способу управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания. Для осуществления способа производят измерения радиовысотомером высоты, формируют заданное значение угла тангажа, которое запоминают на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера, обеспечивают стабилизацию запомненного значения угла тангажа до момента касания взлетно-посадочной полосы. Обеспечивается повышение качества и надежности системы управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системе управления самолетом в продольной плоскости при заходе на посадку и посадке.
Известен способ управления посадкой летательных аппаратов (Патент РФ 2284058, G08G 5/02, опубл. 20.09.2006 г.), по которому производится измерение информационных сигналов посадочной радиотехнической системы, включающей в себя наземный глиссадный радиомаяк, связанные с ним через радиоканал бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер.
Недостатком данного способа является управление летательным аппаратом только при движении по глиссаде и невозможность выполнения режима выравнивания с требуемыми показателями вертикальных скоростей и перегрузок.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, по которому производят измерения радиовысотомером высоты и расчет вертикальной скорости на основании данных по высоте от радиовысотомера и вертикального ускорения от акселерометра, задают желаемую вертикальную скорость приземления и формируют на основании расчетных данных заданное значение угла тангажа (Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. М.: Транспорт, 1972, с. 196).
Недостатком данного способа управления является ограничение по высоте работы высотомера, приводящее к уменьшению достоверности измеряемых параметров по мере приближения к поверхности взлетно-посадочной полосы на этапе выравнивания (рост шумов в измеряемом сигнале по отношению к полезной составляющей), что уменьшает надежность системы управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания и может приводить к посадке с нерасчетными значениями вертикальной скорости, вплоть до конструктивный деформации при касании взлетно-посадочной полосы.
Задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение качества и надежности управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания.
Поставленная задача решается тем, что в способе управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания производят измерения радиовысотомером высоты, формируют заданное значение угла тангажа, дополнительно запоминают заданное значение угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера и обеспечивают стабилизацию запомненного значения угла тангажа до момента касания взлетно-посадочной полосы.
Технический результат предложенного способа управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, позволяющий обеспечить повышение качества и надежности системы управления самолетом при заходе на посадку, достигается посредством выравнивания самолета до момента касания взлетно-посадочной полосы за счет замены недостоверного информационного сигнала на высотах ниже минимальной гарантированной высоты работы радиовысотомера.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1, на которой показана структурная схема системы управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, реализующая заявляемый способ. Система управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания содержит:
1 - первый усилитель;
2 - первый сумматор;
3 - второй сумматор;
4 - второй усилитель;
5 -третий сумматор;
6 - вычислитель выравнивания;
7 - дифференцирующее звено;
8 - первый ограничитель;
9 - четвертый сумматор;
10 - фильтр;
11 - интегратор;
12 - второй ограничитель;
13 - третий усилитель.
Для пояснения осуществления предлагаемого способа приняты следующие обозначения:
h - текущее значение высоты от радиовысотомера;
Система управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания содержит усилитель 1, на вход которого поступает сигнал о текущем значении высоты от радиовысотомера h, выход которого через сумматор 2 соединен с первым входом первого сумматора, на второй вход которого подается сигнал заданного значения вертикальной скорости , дифференцирующее звено 7, вход которого соединен со входом первого усилителя 1, а выход через первый ограничитель 8 соединен с первым входом четвертого сумматора 9, на второй вход которого через третий усилитель 13 подается сигнал текущего значения ускорения по нормальной оси , выход четвертого сумматора 9 через фильтр 10 соединен со вторым входом второго сумматора 3, первый вход которого соединен с выходом первого сумматора 2, а выход через второй усилитель 4 соединен с первым входом третьего сумматора 5, второй вход которого через второй ограничитель 12 и интегратор 11 соединен с выходом второго сумматора 3, выход третьего сумматора 5 соединен со входом вычислителя выравнивания 6, выход которого является выходом устройства управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания.
Работа системы управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания происходит следующим образом. Сигнал текущей высоты h от радиовысотомера с порцией 1/Т, заданной в первом усилителе 1, суммируется на первом сумматоре 2 с постоянным сигналом заданного значения желаемой вертикальной скорости приземления, подаваемым на второй вход первого сумматора 2. Сигналы радиовысотомера дифференцируются в дифференцирующем звене 7, ограничиваются в первом ограничителе 8, а затем подаются на фильтр 10 через первый вход четвертого сумматора 9, на второй вход которого подается сигнал текущего значения ускорения по нормальной оси, прошедший через третий усилитель 13. Сформированный на выходе четвертого сумматора 9 сигнал пропускается через изодромное звено в виде фильтра 10 и поступает на второй (инвертирующий) вход второго сумматора 3, на первый вход которого поступает сформированный сигнал с выхода первого сумматора 2. Разностный сигнал с выхода второго сумматора 3 поступает в две цепи. В первой из них, сигнал с выхода второго сумматора 3 через второй усилитель 4 поступает на первый вход третьего сумматора 5. Другая цепь, содержащая интегратор 11 и второй ограничитель 12, обеспечивает астатизм управления по регулируемой координате. Ограничитель 12 предотвращает выдачу больших сигналов в систему управления. С выхода второго ограничителя 12 сигнал поступает на второй вход третьего сумматора 5. В результате суммирования двух сигналов, поступающих на первый и второй входы третьего сумматора, получается сигнал заданного угла тангажа. С выхода третьего сумматора 5 сформированный сигнал заданного угла тангажа поступает на вычислитель выравнивания 6, на выходе которого формируется сигнал вида:
h - текущее значение высоты с радиовысотомера;
h* - минимальная гарантированная высота работы радиовысотомера.
Эффективность применения способа управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания подтверждается фиг. 2, на которой показан график переходного процесса по высоте. Из графика на фиг. 2 следует, что предложенный способ управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания позволяет обеспечить повышение качества и надежности системы управления самолетом при заходе на посадку посредством выравнивания самолета до момента касания взлетно-посадочной полосы.
Предлагаемый способ управления обеспечивает повышение качества и надежности системы управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания за счет замены недостоверного информационного сигнала на высотах ниже минимальной гарантированной высоты работы радиовысотомера.
Claims (1)
- Способ управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, заключающийся в том, что производят измерения радиовысотомером высоты и формируют заданное значение угла тангажа, отличающийся тем, что дополнительно запоминают заданное значение угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера и обеспечивают стабилизацию запомненного значения угла тангажа до момента касания взлетно-посадочной полосы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016150810A RU2647816C1 (ru) | 2016-12-22 | 2016-12-22 | Способ управления самолетом при заходе на посадку |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016150810A RU2647816C1 (ru) | 2016-12-22 | 2016-12-22 | Способ управления самолетом при заходе на посадку |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2647816C1 true RU2647816C1 (ru) | 2018-03-19 |
Family
ID=61629586
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016150810A RU2647816C1 (ru) | 2016-12-22 | 2016-12-22 | Способ управления самолетом при заходе на посадку |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2647816C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6158695A (en) * | 1995-05-15 | 2000-12-12 | The Boeing Company | Method of speed protection and flare compensation for use with aircraft pitch control system |
RU2211489C2 (ru) * | 1998-01-12 | 2003-08-27 | Дассо Электроник | Способ и устройство для предотвращения столкновения с землей летательного аппарата с усовершенствованной системой визуализации |
RU2581215C1 (ru) * | 2014-12-22 | 2016-04-20 | Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") | Способ автоматического управления самолетом на посадке и система для его реализации |
RU161470U1 (ru) * | 2015-09-29 | 2016-04-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Ижмаш" - Беспилотные системы" | Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом |
-
2016
- 2016-12-22 RU RU2016150810A patent/RU2647816C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6158695A (en) * | 1995-05-15 | 2000-12-12 | The Boeing Company | Method of speed protection and flare compensation for use with aircraft pitch control system |
RU2211489C2 (ru) * | 1998-01-12 | 2003-08-27 | Дассо Электроник | Способ и устройство для предотвращения столкновения с землей летательного аппарата с усовершенствованной системой визуализации |
RU2581215C1 (ru) * | 2014-12-22 | 2016-04-20 | Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") | Способ автоматического управления самолетом на посадке и система для его реализации |
RU161470U1 (ru) * | 2015-09-29 | 2016-04-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Ижмаш" - Беспилотные системы" | Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
AU2017305353B2 (en) | Method and device for terrain simulation flying of unmanned aerial vehicle and unmanned aerial vehicle | |
CN105005311B (zh) | 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 | |
RU2348903C1 (ru) | Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой | |
WO2018141198A1 (zh) | 无人机飞行高度的检测方法、装置及无人机 | |
GB995625A (en) | Aircraft flight path angle computer | |
US20180156633A1 (en) | System and method for vertical flight display | |
US20130311013A1 (en) | Measurement Assisted Aerodynamic State Estimator | |
JP2015175847A (ja) | 航空機の対気速度算出システム | |
RU2564380C1 (ru) | Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы | |
CN101929862A (zh) | 基于卡尔曼滤波的惯性导航系统初始姿态确定方法 | |
RU2569580C2 (ru) | Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
RU2647816C1 (ru) | Способ управления самолетом при заходе на посадку | |
JP2015197403A (ja) | 目標追尾装置 | |
RU2648537C1 (ru) | Устройство управления самолетом при заходе на посадку | |
RU2705733C1 (ru) | Способ повышения точности позиционирования подвижных объектов | |
US5014053A (en) | Method and apparatus for determining actual lateral deviation from runway centerline | |
RU2490686C1 (ru) | Способ формирования сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
CN105588568A (zh) | 火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法 | |
RU2014144659A (ru) | Способ комбинированного наведения летательного аппарата | |
CN110546457B (zh) | 飞行器竖直速度的温度校正 | |
GB815137A (en) | Flight path angle computers | |
RU2615028C1 (ru) | Способ формирования сигнала стабилизации продольного углового движения беспилотного летательного аппарата | |
Dziuba et al. | Time-varying correction algorithm of airborne gravimeter gyro vertical | |
RU2708785C1 (ru) | Способ автоматического управления продольным движением летательного аппарата на посадке | |
US3550128A (en) | Gain adjustment means for beam couplers |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201223 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20220302 |