RU2648537C1 - Устройство управления самолетом при заходе на посадку - Google Patents
Устройство управления самолетом при заходе на посадку Download PDFInfo
- Publication number
- RU2648537C1 RU2648537C1 RU2016150809A RU2016150809A RU2648537C1 RU 2648537 C1 RU2648537 C1 RU 2648537C1 RU 2016150809 A RU2016150809 A RU 2016150809A RU 2016150809 A RU2016150809 A RU 2016150809A RU 2648537 C1 RU2648537 C1 RU 2648537C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- adder
- input
- aircraft control
- approach
- aircraft
- Prior art date
Links
- 238000013459 approach Methods 0.000 title claims abstract description 21
- 238000000034 method Methods 0.000 title description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 7
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Устройство управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания содержит вычислитель выравнивания на основании данных о высоте и вертикальном ускорении, блок запоминания и стабилизации заданного значения угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера. Обеспечивается повышение качества и надежности системы управления самолетом при заходе на посадку. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системе управления самолетом в продольной плоскости при заходе на посадку и посадке.
Известно устройство управления посадкой летательных аппаратов (Патент РФ 2284058, G08G 5/02, опубл. 20.09.2006 г.), включающее в себя наземный глиссадный радиомаяк и связанные с ним через радиоканал бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер.
Недостатком данной системы 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 устройству является устройство управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, состоящее из вычислителя выравнивания на основании данных по высоте и вертикальному ускорению (Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. М.: Транспорт, 1972, с. 196).
Недостатком данного устройства 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 конструктивной 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 устройство управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, состоящее из вычислителя выравнивания на основании данных по высоте и вертикальному ускорению, дополнительно содержит блок запоминания и стабилизации заданного значения угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера.
Технический результат предложенного устройства 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 устройства по изобретению поясняется на фиг. 1, фиг. 2.
Фиг. 1 - структурная схема системы управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания;
Фиг. 2 - структурная схема вычислителя выравнивания.
Система управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания содержит:
1 - вычислитель выравнивания;
2 - блок запоминания и стабилизации заданного значения угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера.
Вычислитель выравнивания содержит:
3 -первый усилитель
4 - первый сумматор;
5 - второй сумматор;
6 - второй усилитель;
7 - третий сумматор;
8 - дифференцирующее звено;
9 - первый ограничитель;
10 - четвертый сумматор;
11 - фильтр;
12 - интегратор;
13 - второй ограничитель;
14 - 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 блок запоминания и стабилизации заданного значения угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера 2, выход которого является выходом системы управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, а вход соединен с вычислителем выравнивания 1, состоящего из усилителя 3, на вход которого, являющийся первым входом вычислителя выравнивания, поступает сигнал о текущем значении высоты от радиовысотомера h, выход которого через сумматор 4 соединен с первым входом первого сумматора, на второй вход которого, являющийся третьим входом вычислителя выравнивания, подается сигнал заданного значения вертикальной скорости , дифференцирующее звено 8, вход которого соединен со входом первого усилителя 3, а выход через первый ограничитель 9 соединен с первым входом четвертого сумматора 10, на второй вход которого через третий усилитель 14, вход которого является вторым входом вычислителя выравнивания, подается сигнал текущего значения ускорения по нормальной оси , выход четвертого сумматора 10 через фильтр 11 соединен со вторым входом второго сумматора 5, первый вход которого соединен с выходом первого сумматора 4, а выход через второй усилитель 6 соединен с первым входом третьего сумматора 7, второй вход которого через второй ограничитель 13 и интегратор 12 соединен с выходом второго сумматора 5, выход третьего сумматора 7 является выходом вычислителя 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 3, суммируется на первом сумматоре 4 с постоянным сигналом заданного значения желаемой вертикальной скорости приземления, подаваемым на второй вход первого сумматора 4. Сигналы радиовысотомера дифференцируются в дифференцирующем звене 8, ограничиваются в первом ограничителе 9, а затем подаются на фильтр 11 через первый вход четвертого сумматора 10, на второй вход которого подается сигнал текущего значения ускорения по нормальной оси, прошедший через третий усилитель 14. Сформированный на выходе четвертого сумматора 10 сигнал пропускается через изодромное звено в виде фильтра 11 и поступает на второй (инвертирующий) вход второго сумматора 5, на первый вход которого поступает сформированный сигнал с выхода первого сумматора 4. Разностный сигнал с выхода второго сумматора 5 поступает в две цепи. В первой из них сигнал с выхода второго сумматора 5 через второй усилитель 6 поступает на первый вход третьего сумматора 7. Другая цепь, содержащая интегратор 12 и второй ограничитель 13, обеспечивает астатизм управления по регулируемой координате. Ограничитель 13 предотвращает выдачу больших сигналов в систему управления. С выхода второго ограничителя 13 сигнал поступает на второй вход третьего сумматора 7. В результате суммирования двух сигналов, поступающих на первый и второй входы третьего сумматора, получается сигнал заданного угла тангажа. С выхода третьего сумматора 7 сформированный сигнал заданного угла тангажа поступает на блок запоминания и стабилизации заданного значения угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера 2, на выходе которого формируется сигнал вида:
h - текущее значение высоты с радиовысотомера;
h* - минимальная гарантированная высота работы радиовысотомера.
Эффективность применения устройства управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания подтверждается фиг. 3, на которой показан график переходного процесса по высоте. Из графика на фиг. 3 следует, что предложенное устройство 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.
Предлагаемое устройство 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 корректными данными.
Claims (1)
- Устройство управления самолетом при заходе на посадку на этапе выравнивания, состоящее из вычислителя выравнивания на основании данных по высоте и вертикальному ускорению, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит блок запоминания и стабилизации заданного значения угла тангажа на минимальной гарантированной высоте работы радиовысотомера.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016150809A RU2648537C1 (ru) | 2016-12-22 | 2016-12-22 | Устройство управления самолетом при заходе на посадку |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016150809A RU2648537C1 (ru) | 2016-12-22 | 2016-12-22 | Устройство управления самолетом при заходе на посадку |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2648537C1 true RU2648537C1 (ru) | 2018-03-26 |
Family
ID=61708006
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016150809A RU2648537C1 (ru) | 2016-12-22 | 2016-12-22 | Устройство управления самолетом при заходе на посадку |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2648537C1 (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 RU2016150809A patent/RU2648537C1/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 |
---|---|---|
CN105005311B (zh) | 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 | |
US3216676A (en) | Self-adaptive control system | |
AU2013302738A1 (en) | Estimating a wind vector | |
RU2633034C2 (ru) | Компенсация задержки | |
CN111061286B (zh) | 一种滤波微分提供阻尼实现飞行器侧向过载控制的方法 | |
CN106586026B (zh) | 一种飞机相对跑道侧向偏差速率的测量方法 | |
CN103984231B (zh) | 一种基于垂直速率的纵向导引律设计方法 | |
RU2648537C1 (ru) | Устройство управления самолетом при заходе на посадку | |
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 | |
RU2394263C1 (ru) | Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата | |
KR101705532B1 (ko) | 주파수 변조 레이더 및 그것의 제어방법 | |
US4012626A (en) | Vertical navigation control system | |
CN103940447A (zh) | 一种基于自适应数字滤波器的系泊状态初始对准方法 | |
WO2020082349A1 (zh) | 高精度的无人机飞行轨迹测量系统、机器可读存储介质 | |
RU2705733C1 (ru) | Способ повышения точности позиционирования подвижных объектов | |
RU2703378C1 (ru) | Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга | |
CN109144104B (zh) | 一种用于飞机复飞的方法和装置 | |
US3008077A (en) | Adaptive autopilot servo system | |
US3203652A (en) | Aircraft flight control apparatus | |
RU2490686C1 (ru) | Способ формирования сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
RU2662576C1 (ru) | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку | |
KR102055638B1 (ko) | 실내 측위 장치 및 방법 | |
US3550128A (en) | Gain adjustment means for beam couplers | |
CN112698323A (zh) | 一种基于α-β-γ滤波器的全自动着陆雷达引导噪声抑制方法 |
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 |