RU2662576C1 - Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку - Google Patents
Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку Download PDFInfo
- Publication number
- RU2662576C1 RU2662576C1 RU2017131732A RU2017131732A RU2662576C1 RU 2662576 C1 RU2662576 C1 RU 2662576C1 RU 2017131732 A RU2017131732 A RU 2017131732A RU 2017131732 A RU2017131732 A RU 2017131732A RU 2662576 C1 RU2662576 C1 RU 2662576C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- output
- runway
- input
- sensor
- Prior art date
Links
- 238000013459 approach Methods 0.000 title claims abstract description 45
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 18
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract description 10
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001069 Raman spectroscopy Methods 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N (2s)-2-[[4-[2-(2,4-diaminoquinazolin-6-yl)ethyl]benzoyl]amino]-4-methylidenepentanedioic acid Chemical compound C1=CC2=NC(N)=NC(N)=C2C=C1CCC1=CC=C(C(=O)N[C@@H](CC(=C)C(O)=O)C(O)=O)C=C1 NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000004069 differentiation Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку содержит датчик углового отклонения самолета от оси ВПП, датчик текущего курса самолета, датчик курсового угла ВПП, шесть масштабных блоков, четыре интегратора, девять сумматоров, комплексную систему управления самолетом для отработки заданного угла (КСУ), датчик дальности самолета до наземного курсового радиомаяка (КРМ), датчик скорости полета, датчик угла крена, блок логики, блок идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии, два блока идентификации скорости линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, четыре фильтра, три блока перемножения сигналов, три коммутатора сигналов, два блока ограничения сигналов по уровню, блок определения знака входного сигнала, датчик заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, два тригонометрических блока, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение быстродействия процессов при заходе на посадку, стабильность динамических характеристик, стабилизация самолета на курсовой линии ВПП независимо от дальности до ВПП. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системам автоматического управления (САУ) боковым движением самолета при заходе на посадку.
Теоретические и практические аспекты построения систем автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку подробно исследованы в работах:
1. С.Л. Белогородский. Автоматизация управления посадкой самолета. М.: Транспорт, 1972, 352 с.
2. И.А. Михалев, Б.Н. Окоемов, М.С. Чикулаев. Системы автоматической посадки. М.: Машиностроение, 1975, 216 с.
3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Кисилев Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М.: Машиностроение, 1974, 232 с.
Применяемые в настоящее время системы управления боковым движением самолета при заходе на посадку основаны на использовании сигнала ε углового отклонения относительно оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) [1], [2]. Сигнал 8 имеет линейный участок и участок с ограничением по уровню ([1], с. 154, рис. 3.52). Уровень ограничения составляет ±2°.
Процесс захода на посадку разделяется на два этапа. На первом из них ([1], с. 152), при больших боковых линейных отклонениях Z от оси ВПП, когда |ε|>2°, самолет разворачивается по курсу так, чтобы угол подхода к курсовой линии ΔψП=ψ-ψВПП, где ψ - текущий угол курса самолета, ψВПП - курсовой угол продольной оси ВПП, составлял ΔψП=30°±5° и выдерживался постоянным ([1], с. 155, 4-й абзац снизу). Движение самолета с установившимся углом подхода ΔψП продолжается до момента входа сигнала ε в линейную зону. Это второй этап захода на посадку - этап вывода самолета на курсовую линию ВПП с последующей стабилизацией положения самолета на этой линии.
При фиксированном значении ΔψП в условиях большого разброса начальных условий по боковому отклонению Z от оси ВПП, начальному курсу ψ самолета и скорости V захода на посадку траектории выхода самолета на курсовую линию ВПП могут иметь самый различный характер - от длительных монотонных процессов до процессов со значительным перерегулированием ([1], с. 153-155, рис. 3.53). Нестабильность динамических характеристик процессов захода на посадку при различных начальных условиях, затягивание времени подхода к границе линейной зоны сигналов курсового радиомаяка (КРМ) при малых скоростях V захода на посадку (потеря быстродействия) являются существенными недостатками САУ, использующих в работе сигнал ε углового отклонения от оси ВПП.
Другим недостатком таких САУ является зависимость динамических характеристик процессов стабилизации самолета на курсовой линии ВПП от дальности до ВПП. По мере приближения к ВПП область устойчивости систем управления по основным параметрам (передаточным числам) резко сжимается ([2], с. 121, рис. 2.46) и для обеспечения хорошего качества процессов стабилизации самолета на курсовой линии ВПП необходима корректировка передаточных чисел в зависимости от текущей дальности до ВПП ([2], с. 120, 2-ой абзац снизу).
Указанные недостатки принципиально устраняются, если в системе управления используются сигналы не углового ε, а линейного отклонения Z и скорости линейного отклонения от оси ВПП ([1], с. 125, формула (3.76)). В этом случае динамические характеристики процессов выхода самолета на курсовую линию ВПП и последующей стабилизации положения самолета на ней носят стабильный характер, не зависящий от дальности до ВПП ([1], с. 127, рис. 3.33).
Известные системы автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку наиболее полно представлены в [1] (с. 147, рис. 3.47, с. 149, рис. 3.49, с. 151, рис. 3.51, с. 156, рис. 3.56, с. 157, рис. 3.57, с. 158, рис. 3.59). Из них наиболее близкой по технической сущности является система с астатическими свойствами, представленная в [1] (с. 147, рис. 3.47), взятая за прототип, в которой используется интегральный закон управления вида (3.102а).
Прототип заявляемой системы управления содержит датчик 1 углового отклонения ε самолета от оси ВПП, датчик 2 текущего курса самолета ψ и датчик 3 курсового угла ВПП ψВПП, первый 4, второй 5 и третий 6 масштабные блоки, интегратор 7, вход которого соединен с выходом второго масштабного блока 5, первый сумматор 8, входы которого соединены с выходом первого масштабного блока 4 и с выходом интегратора 7, второй сумматор 9, комплексную систему управления самолетом (КСУ) 10 для отработки заданного угла крена. Кроме того, первый вход второго сумматора 9 соединен с выходом первого сумматора 8, второй вход второго сумматора 9 - с выходом третьего масштабного блока 6, выход второго сумматора подключен к входу КСУ 10, выход датчика 1 углового отклонения ε от оси ВПП подключен к входам первого 4 и второго 5 масштабных блоков, а на вход третьего масштабного блока 6 подается сигнал разности текущего курса самолета ψ и курсового угла ВПП ψВПП.
Взятой за прототип системе управления свойственны описанные выше недостатки, а именно:
- большой разброс динамических характеристик процессов вывода самолета на посадочную курсовую линию при различных начальных условиях по боковому отклонению Z от оси ВПП, начальному курсу ψ самолета и, особенно, по скорости захода на посадку, сильно меняющейся у маневренных самолетов;
- зависимость динамических характеристик процессов стабилизации самолета на посадочной курсовой линии от дальности до ВПП.
Техническим результатом, достигаемым в заявляемой системе автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку, является обеспечение стабильности динамических характеристик, повышение быстродействия процессов захода на посадку на первом этапе в условиях разброса начальных условий по боковому отклонению Z от оси ВПП, начальному курсу ψ самолета и скорости V, а также обеспечение на втором этапе захода на посадку постоянных динамических характеристик процессов стабилизации самолета на курсовой линии ВПП независимо от дальности до ВПП.
Заявляемая система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку содержит датчик углового отклонения ε самолета от оси ВПП, датчик текущего курса самолета ψ и датчик курсового угла ВПП ψВПП, первый, второй и третий масштабные блоки, первый интегратор, вход которого соединен с выходом второго масштабного блока, первый сумматор, входы которого соединены с выходом первого масштабного блока и с выходом интегратора, второй сумматор, КСУ для отработки заданного угла крена. Дополнительно система управления содержит датчик дальности самолета до КРМ наземной посадочной радиотехнической системы, датчик скорости полета, датчик угла крена у самолета, блок логики, первый вход которого соединен с выходом датчика угла крена γ, блок идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый блок идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами датчика текущего курса самолета ψ, датчика курсового угла ВПП ψВПП и датчика скорости полета, второй блок идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый вход которого соединен с выходом датчика угла крена γ самолета, второй вход подключен к выходу блока идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, а выход - к первому входу блока идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый фильтр, блок перемножения сигналов, первый вход которого соединен с выходом блока углового отклонения ε от оси ВПП, а выход подключен ко второму входу блока идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, выход датчика дальности до КРМ через первый фильтр подключен ко второму входу первого блока перемножения сигналов, первый коммутатор, первый вход которого подключен к выходу блока перемножения сигналов, второй (управляющий) вход - к первому выходу блока логики, а выход - к входу второго масштабного блока, второй коммутатор, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго блоков идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, третий коммутатор, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, второй вход второго сумматора подключен к выходу второго коммутатора, а выход - к входу третьего масштабного блока, управляющие входы второго и третьего коммутаторов подключены к второму выходу блока логик, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового отклонения ε самолета от оси ВПП и первого масштабного блока, вход которого подключен к выходу блока идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый блок ограничения сигнала по уровню, вход которого соединен с выходом первого сумматора, а выход - с первым входом третьего коммутатор, блок определения знака сигнала, вход которого подключен к выходу датчика углового отклонения ε самолета от оси ВПП, датчик заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, второй блок перемножения сигналов, входы которого подключены к выходам блока определения знака сигнала и датчика заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, а выход соединен с вторым входом третьего коммутатора, второй блок ограничения сигнала по уровню, вход которого соединен с выходом третьего масштабного блока, а выход - с входом КСУ.
Блок идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП содержит третий, четвертый и пятый сумматоры, второй интегратор, второй и третий фильтры, причем выход четвертого сумматора через последовательно соединенные второй и третий фильтры подключен к первому входу пятого сумматора, второй вход которого соединен с выходом второго интегратора, первый и второй входы третьего сумматора соединены соответственно с выходами второго фильтра и второго блока идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый инвертирующий и второй входы четвертого сумматора подключены соответственно к выходам второго интегратора и блока перемножения сигналов, вход второго интегратора соединен с выходом третьего сумматора а выход пятого сумматора является выходом блока.
Первый блок идентификации сигнала скорости VZ1 отклонения самолета от курсовой линии ВПП содержит шестой сумматор, первый тригонометрический блок /sin (х)/, четвертый фильтр и третий блок перемножения сигналов, причем первый вход шестого сумматора подключен к выходу датчика текущего курса самолета ψ, а второй инвертирующий вход - к выходу датчика курсового угла ВПП ψВПП, входы третьего блока перемножения сигналов соединены с выходами четвертого фильтра и первого тригонометрического блока /y=sin(x)/, вход которого подключен к выходу шестого сумматора, вход четвертого фильтра подключен к выходу датчика скорости полета, а выход блока перемножения сигналов является выходом блока.
Второй блок идентификации сигнала скорости VZ2 отклонения самолета от курсовой линии ВПП содержит последовательно соединенные второй тригонометрический блок /tg(x)/, четвертый масштабный блок, седьмой сумматор, третий интегратор, восьмой сумматор, четвертый интегратор и девятый сумматор с инвертирующим входом, пятый и шестой масштабные блоки, причем вход второго тригонометрического блока подключен к выходу датчика угла крена γ самолета, второй вход девятого сумматора соединен с выходом блока идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, выход девятого сумматора через пятый и шестой масштабные блоки соединены соответственно с вторыми входами седьмого и восьмого сумматоров, а выход третьего интегратора является выходом блока.
Обеспечение стабильности динамических характеристик, повышение быстродействия процессов захода на посадку на первом этапе в условиях разброса начальных условий по боковому отклонению Z от оси ВПП, начальному курсу ψ самолета и скорости V достигается за счет того, что вместо вывода самолета на заданный фиксированный угол подхода к курсовой линии , используемому в прототипе, при любых начальных условиях обеспечивается, в отличии от прототипа, приближение самолета к оси ВПП с постоянной заранее заданной скоростью VZ.
Обеспечение на втором этапе захода на посадку постоянных динамических характеристик процессов стабилизации самолета на курсовой линии ВПП независимо от дальности до ВПП достигается за счет использования в законе формирования заданного угла крена γзад сигналов линейного отклонения и скорости линейного отклонения от курсовой линии ВПП вместо углового отклонения и угловой скорости отклонения от оси ВПП, используемых в прототипе.
Сущность изобретения поясняется следующими фигурами:
на фиг. 1 изображена структура системы автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку;
на фиг. 2 представлена структура блока формирования сигнала бокового отклонения самолета от курсовой линии ВПП;
на фиг. 3, 4 представлены структуры соответственно первого и второго блоков формирования сигналов скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП;
на фиг. 5 представлена амплитудно-частотная характеристика (АЧХ) блока формирования сигнала бокового отклонения самолета от курсовой линии ВПП;
На фиг. 1-5 использованы следующие обозначения:
ε - сигнал углового отклонения самолета от оси ВПП;
ψ - сигнал текущего курса самолета;
ψВПП - курсовой угол ВПП;
L - дальность самолета до наземного курсового радиомаяка (КРМ);
V - скорость полета самолета;
γ - сигнал угла крена самолета;
VZ1, VZ2 - сигналы оценок скорости линейного отклонения самолета от оси ВПП;
γзад - сигнал заданного угла крена самолета;
f - частота синусоидального сигнала, используемого при снятии АЧХ;
A(f) - численное значение АЧХ;
У - управляющий вход коммутаторов;
1 - датчик углового отклонения е самолета от оси ВПП;
2 - датчик текущего курса самолета ψ;
3 - датчик курсового угла ВПП ψВПП;
4, 5, 6, 39, 45, 46 - первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой масштабные блоки соответственно;
7, 31, 41, 43 - первый, второй, третий и четвертый интеграторы;
8, 9, 28, 29, 30, 34, 40, 42, 44 - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой и девятый сумматоры соответственно;
10 - комплексная система управления самолетом для отработки заданного угла крена (КСУ);
11 - датчик дальности самолета до наземного курсового радиомаяка (КРМ);
12 - датчик скорости полета самолета;
13 - датчик угла крена γ самолета;
14 - блок логики;
15 - блок идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП;
16, 17 - первый и второй блоки идентификации скорости линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП;
18, 32, 33, 36 - первый, второй, третий и четвертый фильтры;
19, 26, 37 - первый, второй и третий блоки перемножения сигналов;
20, 21, 22 - первый, второй и третий коммутаторы сигналов;
23, 27 - первый и второй блоки ограничения сигналов по уровню;
24 - блок определения знака входного сигнала /у=sign(x)/;
25 - датчик заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП;
35, 38 - первый /y=sin(x)/ и второй /y=tg(x)/ тригонометрические блоки. Заявляемая система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку работает следующим образом.
На втором выходе блока логики 14 формируется сигнал ЛЗК («Линейная Зона Курса» - признак входа в линейную зону сигнала КРМ или выхода из нее) следующим образом:
ЛЗК="0" при |ε|>1,85° в ситуации нахождения самолета вне линейной зоны сигнала КРМ и приближения к ней;
ЛЗК="0" при |ε|>1,95° в ситуации выхода самолета из линейной зоны сигнала КРМ;
ЛЗК="1" в остальных случаях (когда самолет находится в линейной зоне сигнала КРМ).
На первом этапе захода на посадку, когда самолет находится вне линейной зоны сигнала КРМ и приближается к ней, сигнал ЛЗК="0". Поступая на управляющие входы второго 21 и третьего 22 коммутаторов, этот сигнал обеспечивает:
- подключение сигнала VZ1 оценки скорости линейного отклонения самолета от оси ВПП с выхода блока 16 через первый вход коммутатора 21 и его выход к второму входу сумматора 9;
- подключение сигнала с выхода блока перемножения сигналов 26, через второй вход коммутатора 22 и его выход к первому входу сумматора 9; в этом случае сигнал на выходе коммутатора 22 равен VZ зад=(45⋅Sign ε), где 45 - сигнал с выхода датчика 25 заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, Sign ε - сигнал знака сигнала ε, поступающий с выхода блока 24.
Сигнал с выхода сумматора 9, проходя через масштабный блок 6 и блок 27 ограничения сигнала по уровню, формирует на выходе последнего сигнал γзад=k6⋅(VZ зад-VZ1), где - масштабный коэффициент масштабного блока блока 6, поступающий на вход КСУ 10. Самолет, взаимодействуя с КСУ 10, отрабатывает сигнал γзад до тех пор, пока сигнал VZ1 на выходе блока 16 не станет равным VZ зад=+45 (или - 45, в зависимости от стороны подхода самолета к оси ВПП). Тем самым самолет приближается к оси ВПП с постоянной скоростью VZ зад до тех пор, пока не окажется в линейной зоне изменения сигнала ε. Сигнал VZ1 оценки скорости линейного отклонения самолета от оси ВПП формируется в блоке 16 на основании зависимости VZ1=V⋅Sin(ψ-ψВПП) ([3], с. 23, формула (1.13)). При отсутствии бокового ветра, когда угол сноса β≈0, как следует из (1.13), сигнал VZ1 совпадает с истинной скоростью VZ отклонения самолета от оси ВПП. Фильтр 36 используется в блоке 16 для подавления помех в сигнале V скорости полета.
На втором этапе захода на посадку - на этапе вывода самолета на курсовую линию ВПП с последующей точной стабилизацией положения самолета на этой линии, самолет находится в линейной зоне сигнала КРМ. Сигнал VZ1 далее не используется из-за погрешностей, обусловленных боковыми ветровыми возмущениями, способными вызвать статические ошибки стабилизации самолета на курсовой линии ВПП. На этом этапе захода на посадку на втором выходе блока логики 14 формируется сигнал ЛЗК="1", который, поступая на управляющие входы коммутаторов 21 и 22, обеспечивает:
- подключение сигнала VZ2 оценки скорости линейного отклонения самолета от оси ВПП с выхода блока 17 через второй вход коммутатора 21 и его выход к второму входу сумматора 9;
- подключение сигнала с выхода блока 23 ограничения сигнала по уровню через первый вход коммутатора 22 и его выход к первому входу сумматора 9.
Таким образом, на втором этапе захода на посадку, как следует из рассмотрения фиг. 1, закон управления САУ (сигнал на выходе блока 27) имеет вид
где k4, k5, k6 - масштабные коэффициенты соответственно блоков 4, 5, 6;
Сигнал VZ2 формируется следующим образом.
Оценка линейного отклонения самолета от оси ВПП соответствует истинному значению отклонения Z самолета от оси ВПП , динамика процессов в блоке 17 (фиг. 4) описывается следующей системой дифференциальных уравнений:
где y - сигнал на выходе интегратора 43, k45 и k46 - масштабные коэффициенты блоков 45 и 46. Сигнал формируется в блоке 17 с помощью тригонометрического блока 38 и масштабного блока 39 в соответствии с известной формулой , справедливой для координированного разворота самолета с углом крена γ.
Из формулы (5) следует, что сигнал VZ2 оценки скорости линейного отклонения самолета от оси ВПП, формируемый на выходе блока 17 по схеме, представленной на фиг. 4, точно соответствует истинному значению скорости линейного отклонения самолета от оси ВПП.
Сигнал Z* является первичной оценкой линейного отклонения Z самолета от курсовой линии ВПП. Способ его получения аналогичен зависимости, приведенной в [1] (с. 123, формула 3.70): Z*=L⋅ε. Фильтр 18 используется в схеме, представленной на фиг. 1, для подавления помех в сигнале L дальности до КРМ. Непосредственное использование сигнала Z* для формирования командного сигнала γзад сопряжено с отрицательным воздействием на угловое и траекторное движение самолета помех, содержащихся в сигнале ε. Известны по крайней мере два вида таких помех. Первая из них связана с неизбежным на практике искривлением линий равных сигналов КРМ ([1], с. 135, второй абзац снизу, рис. 3.38)). Второй источник помех - т.н. «герцовка», когда в сигнале ε присутствует близкий к гармоническому сигнал с частотой ~ 1 Гц. Данные помехи приводят к «ненужному раскачиванию самолета» ([1], с. 136, четвертый абзац снизу) и отрицательно «влияют на динамику угловых движений самолета» ([1], с. 136, третий абзац снизу).
Для фильтрации указанных помех и более точного определения линейного отклонения самолета от оси ВПП предназначен блок 15. Блок работает следующим образом.
Примем во внимание, что сигнал VZ2 на первом входе блока 15 имеет вид
где ξ0 - помеха в виде постоянной составляющей, обусловленная статической ошибкой измерения угла крена самолета в датчике 13, и что сигнал Z* на первом входе блока 15 тоже содержит помеху
где ξ1 - помеха, вызванная искривлением линий равных сигналов КРМ и «герцовкой» в сигнале ε. Сигнал Y на выходе интегратора 31 (фиг. 2) в этом случае записывается в виде
Из формулы (9) следует, что:
- полезная составляющая в сигнале Y на выходе интегратора 31 строго равна линейному отклонению Z самолета от оси ВПП при любой сложности фильтра 32 с передаточной функцией w;
- соответствующим выбором структуры этого фильтра можно управлять степенью подавления помех ξ0 и ξ1.
где w1 - передаточная функция фильтра 33, откуда
Заметим, что при любых передаточных функциях w, w1 помеха ξ0, являясь постоянной составляющей, из сигнала устраняется. Так, например, в случае, когда передаточные функции фильтров 32 и 33 соответствуют апериодическим звеньям и с постоянными времени Т и T1, имеем
, т.е. постоянный сигнал ξ0 дифференцируется и становится равным нулю. Таким образом, формула (10) упрощается
Из формулы (11) следует, что:
- полезная составляющая в сигнале на выходе блока 15 точно соответствует линейному отклонению Z самолета от оси ВПП при любой сложности фильтров 32 и 33;
- помеха ξ1 эффективно подавляется соответствующим выбором структуры фильтров 32 и 33.
Так, при и при помеха ξ1 подавляется, начиная с частоты f=0,2 Гц, причем на частоте «герцовки» f=1 Гц помеха ξ1 в сигнале уменьшается более, чем в 20 раз (см. фиг. 5).
Таким образом, используемый закон управления (1) в заявляемой системе автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку окончательно имеет следующий вид:
где k4, k5, k6 - масштабные коэффициенты соответственно блоков 4, 5, 6 (фиг. 1).
Интегральная составляющая в законе управления (12), как известно, ухудшает динамические характеристики процессов захода на посадку /1, с. 148, первый абзац сверху). Поэтому интегратор 7 (фиг. 1) включается в работу с помощью сигнала ИНТ («ИНТегратор»), формируемого на первом выходе блока логики 14 при малых отклонениях самолета от оси ВПП (в «малом»):
где И - операция логического преобразования "И", - сигнал на выходе масштабного блока 4. При сигнале ИНТ="1", поступающем на управляющий вход коммутатора 20, сигнал Z* с выхода блока перемножения сигналов 19 через коммутатор 20 и масштабный коэффициент масштабного блока 5 подается на вход интегратора 7. В результате его работы сигнал Z* и, соответственно, сигнал ε углового отклонения от оси ВПП становятся равными нулю. Это означает, что самолет движется точно по курсовой линии ВПП, т.е. заявляемая САУ обладает свойством астатизма. При значении сигнала ИНТ="0" интегратор 7 в работу не включается.
Блоки 23 и 27 ограничения сигналов по уровню используются в САУ для обеспечения безопасности пилотирования самолета при заходе на посадку. С помощью блока 23 ограничивается предельно допустимое значение скорости линейного отклонения самолета от оси ВПП. Блок 27 ограничивает величину заданного угла крена самолета γзад в процессе выполнения захода на посадку.
Комплексная система управления 10 работает совместно с самолетом и обеспечивает соответствие текущего угла крена γ заданному значению γзад. КСУ является сложным самостоятельным объектом, структура которого определяется разработчиком конкретного типа самолета.
Claims (4)
1. Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку, содержащая датчик 1 углового отклонения ε самолета от оси ВПП, датчик 2 текущего курса самолета ψ и датчик 3 курсового угла ВПП ψВПП, первый 4, второй 5 и третий 6 масштабные блоки, первый интегратор 7, вход которого соединен с выходом второго масштабного блока 5, первый сумматор 8, входы которого соединены с выходом первого масштабного блока 4 и с выходом интегратора 7, второй сумматор 9, КСУ 10 для отработки заданного угла крена, отличающаяся тем, что дополнительно включает в себя датчик 11 дальности самолета до курсового радиомаяка (КРМ) наземной посадочной радиотехнической системы, датчик 12 скорости полета, датчик 13 угла крена γ самолета, блок логики 14, первый вход которого соединен с выходом датчика 13 угла крена γ, блок 15 идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый блок 16 идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами датчика 2 текущего курса самолета ψ, датчика 3 курсового угла ВПП ψВПП и датчика 12 скорости полета, второй блок 17 идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый вход которого соединен с выходом датчика 13 угла крена γ самолета, второй вход подключен к выходу блока 15 идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, а выход - к первому входу блока 15 идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый фильтр 18, первый блок перемножения сигналов 19, первый вход которого соединен с выходом блока 1 углового отклонения ε от оси ВПП, а выход подключен ко второму входу блока 15 идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, выход датчика 11 дальности до КРМ через фильтр 18 подключен ко второму входу блока 19 перемножения сигналов, первый коммутатор 20, первый вход которого подключен к выходу блока 19 перемножения сигналов, второй (управляющий) вход - к первому выходу блока логики 14, а выход - к входу второго масштабного блока 5, второй коммутатор 21, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого 16 и второго 17 блоков идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, третий коммутатор 22, выход которого соединен с первым входом второго сумматора 9, второй вход второго сумматора 9 подключен к выходу второго коммутатора 21, а выход - к входу третьего масштабного блока 6, управляющие входы второго 21 и третьего 22 коммутаторов подключены к второму выходу блока логики 14, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами датчика 1 углового отклонения ε самолета от оси ВПП и первого масштабного блока 4, вход которого подключен к выходу блока 15 идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый блок 23 ограничения сигнала по уровню, вход которого соединен с выходом первого сумматора 8, а выход - с первым входом третьего коммутатора 22, блок 24 определения знака сигнала, вход которого подключен к выходу датчика 1 углового отклонения ε самолета от оси ВПП, датчик 25 заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, второй блок перемножения сигналов 26, входы которого подключены к выходам блока 24 определения знака сигнала и датчика 25 заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, а выход соединен с вторым входом третьего коммутатора 22, второй блок ограничения сигнала по уровню 27, вход которого соединен с выходом третьего масштабного блока 6, а выход - с входом КСУ 10.
2. Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку по п. 1, отличающаяся тем, что блок 15 идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП содержит третий 28, четвертый 29 и пятый 30 сумматоры, второй интегратор 31, второй 32 и третий 33 фильтры, причем выход четвертого сумматора 29 через последовательно соединенные второй 32 и третий 33 фильтры подключен к первому входу пятого сумматора 30, второй вход которого соединен с выходом второго интегратора 31, первый и второй входы третьего сумматора 28 соединены соответственно с выходами второго фильтра 32 и второго 17 блока идентификации скорости отклонения самолета от курсовой линии ВПП, первый инвертирующий и второй входы четвертого сумматора 29 подключены соответственно к выходам второго интегратора 31 и блока 19 перемножения сигналов, вход второго интегратора 31 соединен с выходом третьего сумматора 28, а выход пятого сумматора 30 является выходом блока 15.
3. Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку по п. 1, отличающаяся тем, что первый блок 16 идентификации сигнала скорости VZ1 отклонения самолета от курсовой линии ВПП содержит шестой сумматор 34, первый тригонометрический блок 35 /sin (х)/, четвертый фильтр 36 и третий блок перемножения сигналов 37, причем первый вход шестого сумматора 34 подключен к выходу датчика 2 текущего курса самолета ψ, а второй инвертирующий вход - к выходу датчика 3 курсового угла ВПП ψВПП, входы третьего блока перемножения сигналов 37 соединены с выходами четвертого фильтра 36 и первого тригонометрического блока 35, вход которого подключен к выходу шестого сумматора 34, вход четвертого фильтра 36 подключен к выходу датчика 12 скорости полета, а выход блока перемножения сигналов 37 является выходом блока 16.
4. Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку по п. 1, отличающаяся тем, что второй блок 17 идентификации сигнала скорости VZ2 отклонения самолета от курсовой линии ВПП содержит последовательно соединенные второй тригонометрический блок 38 /tg(x)/, четвертый масштабный блок 39, седьмой сумматор 40, третий интегратор 41, восьмой сумматор 42, четвертый интегратор 43 и девятый сумматор 44 с инвертирующим входом, пятый 45 и шестой 46 масштабные блоки, причем вход второго тригонометрического блока 38 подключен к выходу датчика 13 угла крена γ самолета, второй вход девятого сумматора 44 соединен с выходом блока 15 идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, выход девятого сумматора 44 через пятый 45 и шестой 46 масштабные блоки соединены соответственно с вторыми входами седьмого 40 и восьмого 42 сумматоров, а выход третьего интегратора 41 является выходом блока 17.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017131732A RU2662576C1 (ru) | 2017-09-11 | 2017-09-11 | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017131732A RU2662576C1 (ru) | 2017-09-11 | 2017-09-11 | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2662576C1 true RU2662576C1 (ru) | 2018-07-26 |
Family
ID=62981771
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017131732A RU2662576C1 (ru) | 2017-09-11 | 2017-09-11 | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2662576C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112327908A (zh) * | 2020-10-26 | 2021-02-05 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于低舵效分离状态的稳定控制方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4141522A (en) * | 1977-05-16 | 1979-02-27 | Boeing Commercial Airplane Company | Independent glide slope gain programming system |
RU2040434C1 (ru) * | 1993-01-18 | 1995-07-25 | Бабушкин Соломон Абрамович | Система автоматического управления посадкой самолета |
RU2520872C2 (ru) * | 2012-07-10 | 2014-06-27 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") | Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку |
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 |
US9587960B2 (en) * | 2006-01-11 | 2017-03-07 | Airbus Operations Sas | System for piloting an aircraft, at least for piloting the aircraft during an autonomous approach for the purpose of landing |
-
2017
- 2017-09-11 RU RU2017131732A patent/RU2662576C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4141522A (en) * | 1977-05-16 | 1979-02-27 | Boeing Commercial Airplane Company | Independent glide slope gain programming system |
RU2040434C1 (ru) * | 1993-01-18 | 1995-07-25 | Бабушкин Соломон Абрамович | Система автоматического управления посадкой самолета |
US9587960B2 (en) * | 2006-01-11 | 2017-03-07 | Airbus Operations Sas | System for piloting an aircraft, at least for piloting the aircraft during an autonomous approach for the purpose of landing |
RU2520872C2 (ru) * | 2012-07-10 | 2014-06-27 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") | Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку |
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 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112327908A (zh) * | 2020-10-26 | 2021-02-05 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于低舵效分离状态的稳定控制方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN105352495B (zh) | 加速度与光流传感器数据融合无人机水平速度控制方法 | |
CN103411479B (zh) | 基于滑模和自抗扰技术的坦克炮控系统的复合控制方法 | |
CN109085849A (zh) | 一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法 | |
CN106586026B (zh) | 一种飞机相对跑道侧向偏差速率的测量方法 | |
CN104808231A (zh) | 基于gps与光流传感器数据融合的无人机定位方法 | |
RU2662576C1 (ru) | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку | |
US3345017A (en) | Automatic guidance and landing system for aircraft | |
US3361391A (en) | Gain adjustment means for beam couplers | |
RU2585204C1 (ru) | Способ управления летательным аппаратом при заходе на навигационную точку с заданного направления | |
US2567922A (en) | Automatic pilot for aircraft | |
CN108037764B (zh) | 一种无人直升机自抗扰飞行位置控制方法 | |
US3417945A (en) | Aircraft control system for lateral runway alignment | |
US3147424A (en) | Apparatus for controlling the vertical rate of an aircraft | |
US3550884A (en) | Autopilot | |
RU2373111C1 (ru) | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
US3287724A (en) | Obstacle clearance system for aircraft | |
US3740004A (en) | Vertical flight path computer | |
RU106971U1 (ru) | Система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом | |
US2945647A (en) | Automatic pilot system | |
RU2764322C1 (ru) | Способ минимизации средней высоты полета летательного аппарата, движущегося вблизи неровной поверхности, и устройство для его осуществления | |
RU2591738C1 (ru) | Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы | |
RU2176812C1 (ru) | Система управления боковым движением легкого самолета | |
RU2459744C1 (ru) | Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
Yu et al. | Guidance information estimation of the semi-strapdown infrared imaging seeker | |
RU2708785C1 (ru) | Способ автоматического управления продольным движением летательного аппарата на посадке |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HE4A | Change of address of a patent owner |
Effective date: 20210121 |