Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку

Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемая комплексная система (КС) предназначена для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА).

В целом, полет любого ЛА можно разделить на такие этапы:

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадка.

Этап посадки является наиболее ответственным и напряженным участком полета. Близость земли и контакт с поверхностью взлетно-посадочной полосы (ВПП) требуют высокой точности управления угловыми, скоростными и траекторными параметрами полета.

Теоретические и практические аспекты функционирования бортового и наземного оборудования, обеспечивающего выполнение посадки ЛА, освещены в следующих работах:

1. Авиационная радионавигация. Справочник. Под ред. Сосновского А.А. - М: Транспорт, 1990, 264.

2. Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972. 352.

3. Воробьев Л.М. Воздушная навигация. - М.: Машиностроение, 1984, 256.

4. Гуськов Ю.П. Дискретно-непрерывное управление программным выведением самолетов. - М.: Машиностроение, 1987, 128.

5. И.И.Помыкаев, В.П.Селезнев, Л.А.Дмитроченко "Навигационные приборы и системы". - М.: Машиностроение, 1983.

6. О.А.Бабич "Обработка информации в навигационных комплексах". - М.: Машиностроение, 1991.

7. Рогожин В.О., Синєглазое В.М., Фiляшкiн М.К. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден. - К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005. (на украинском языке).

8. С.С.Ривкин, Р.И.Ивановский, А.В.Костров "Статистическая оптимизация навигационных систем". - Л.: Судостроение, 1976.

9. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф.. - М.: Транспорт, 1988.

10. Ф.В.Репников, Г.П.Сачков, А.И.Черноморский "Гироскопические системы". - М.: Машиностроение, 1983.

На большинстве современных аэродромов траектория захода на посадку формируется равносигнальными зонами электромагнитных излучений наземных курсового (КРМ) и глиссадного (ГРМ) радиомаяков, пересечение которых представляет заданную траекторию захода на посадку.

Подробное описание процессов и процедур формирования заданной траектории захода на посадку с помощью наземных КРМ и ГРМ приведено в главах 7, 8 справочника [1], главе 2 книги [2], разделе 2.7 книги [7], разделе 7.1 справочника [9].

Описание особенностей функционирования бортовых радиотехнических систем посадки (БРСП), измеряющих отклонения ЛА от траектории посадки, сформированной с помощью КРМ и ГРМ, приведено в главе 3 книги [2], главах 2 и 8 книги [7], главе 4 книги [4].

Для ручного и автоматического управления ЛА на этапе посадки необходима разнообразная информация о параметрах его движения: курсе, крене, тангаже, скорости, координатах, высоте. Для измерения этих параметров на борту современных ЛА наибольшее применение нашли инерциальные навигационные системы (ИНС), системы воздушных сигналов (СВС) и спутниковые навигационные системы (СНС).

Теоретические и практические аспекты функционирования ИНС, СВС и СНС отражены в книгах [3, 5, 7, 10].

Для повышения точности и надежности определения навигационных данных, в том числе на этапе посадки, в настоящее время широко используются методы комплексной обработки информации (КОИ) от различных по физическому принципу действия систем, в частности: от ИНС, СВС и СНС.

Различные аспекты применения некоторых методов КОИ навигационных систем отражены в книгах [5, 6, 7, 8].

Известны устройства, обеспечивающие полет ЛА по заданной траектории посадки. Эти устройства обеспечивают измерение отклонений ЛА от траектории посадки, сформированной с помощью КРМ и ГРМ, выработку сигналов, подаваемых в индикатор посадочных сигналов (ИПС) или в систему автоматического управления ЛА, с целью обеспечения вывода ЛА в заданную малую область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения ЛА, где экипажем принимается решение о приземлении или о совершении повторного захода на посадку.

Из известных устройств наиболее близким по технической сущности является устройство, описанное в вышеупомянутой книге [7] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфах 2.7 и 8.2. Данное устройство выбирается в качестве прототипа.

В данном устройстве для захода на посадку используется траектория, формируемая равносигнальными зонами наземных КРМ и ГРМ. Рисунки, иллюстрирующие процесс формирования траектории захода на посадку излучением КРМ и ГРМ, изображены на стр.52 книги [7] (рис.2.6) и стр.152 справочника [1] (рис.7.2), аутентичные копии которых представлены на фиг.1 и фиг.2 материалов заявки.

Особенностью прототипа является использование для управления не линейных, а угловых отклонений от траектории: ε_г - угловое отклонение ЛА от плоскости глиссады, ε_к - угловое отклонение ЛА от плоскости посадочного курса. Рисунок, иллюстрирующий процесс следования ЛА по заданной траектории захода на посадку в вертикальной плоскости, изображен на стр.254 книги [7] (рис.8.7), а его аутентичная копия представлена на фиг.3 материалов заявки.

Как следует из содержания книги [7], в целом устройство-прототип включает ИНС, СВС, выходы которых поданы соответственно на первый и второй входы ИПС и одновременно на первый и второй входы блока КОИ, третий вход которого соединен с выходом СНС, а выход подан на третий вход ИПС, БРСП, три выхода которой поданы соответственно на пятый, шестой и седьмой входы ИПС, а также блок памяти (БП), выход которого через блок определения параметров ВПП подан на четвертый вход ИПС.

Блок-схема устройства-прототипа представлена на фиг.6 и включает ИНС 1, СВС 2, СНС 3, блок КОИ 4, ИПС 5, БП 6, блок определения параметров ВПП 7 и БРСП 8 с пультом управления (ПУ) 9.

Устройство-прототип обеспечивает измерение курса, крена, тангажа, путевой скорости и координат местоположения ЛА с помощью ИНС, высоты относительно аэродрома с помощью СВС, измерение путевой скорости и координат местоположения с помощью СНС, определение точных значений координат местоположения, скорости, курса, крена и тангажа путем комплексной обработки информации от ИНС, СВС и СНС, формирование курса ВПП, измерение дальности до ближнего торца ВПП и углов отклонения в вертикальной и горизонтальной плоскостях от траектории посадки радиотехническими методами, индикацию курса, крена, тангажа, скорости, высоты, дальности до торца ВПП, курса ВПП, углов отклонения по глиссаде и курсу.

Сигналы курса, крена, тангажа, скорости, высоты, дальности до торца ВПП, курса ВПП, углов отклонения по курсу и по глиссаде являются также выходными сигналами устройства-прототипа и, как правило, подаются на входы системы автоматического управления ЛА.

В устройстве-прототипе с помощью ИНС измеряют курс, крен, тангаж, путевую скорость, координаты местоположения, а с помощью СВС измеряют высоту относительно аэродрома. ИНС и СВС являются автономными системами и обеспечивают непрерывное измерение указанных параметров. Однако в их сигналах могут присутствовать достаточно существенные погрешности, обусловленные причинами методического и инструментального характера.

С помощью СНС в устройстве-прототипе измеряют скорость относительно поверхности земли и координаты местоположения ЛА с высокой точностью. Однако СНС является неавтономной радиотехнической системой и не может обеспечить непрерывность указанных измерений, а ее сигналы подвержены помехам естественного и искусственного характера.

Поэтому в устройстве-прототипе сигналы ИНС и СВС корректируют по данным от СНС с использованием известного метода КОИ - метода оптимальной фильтрации случайных сигналов Калмана (ОФК). Метод ОФК позволяет при наличии достоверных сигналов от СНС осуществлять оценивание погрешностей ИНС и СВС, а при пропадании сигналов от СНС или их недостоверности осуществлять прогноз изменения погрешностей ИНС и СВС.

Для измерения дальности до радиомаяка, размещенного у торца ВПП, и отклонений ЛА от заданной излучением КРМ и ГРМ траектории посадки в системе-прототипе используется БРСП, настройку которого на частоту работы наземных РМ осуществляют с помощью ПУ.

Для реализации ручного режима захода на посадку на ИПС одновременно индицируют в виде вертикально и горизонтально ориентированных планок отклонения ЛА от заданной траектории по курсу s_K, по глиссаде s_r, а также сигналы курса, крена, тангажа, скорости, высоты, направления ВПП, дальности до торца ВПП.

Наземное радиомаячное оборудование для формирования траектории посадки достаточно дорого стоит. Для его поддержания в работоспособном состоянии требуется регулярно проводить дорогостоящие работы по проверке, калибровке и регулировке. Поэтому, как показывает практика, далеко не все аэродромы оснащаются наземным радиотехническим посадочным оборудованием, а уже установленное оборудование временно может быть в неработоспособном или неисправном состоянии.

Сигналы, излучаемые наземными КРМ и ГРМ, в силу своей радиотехнической природы подвержены искажениям и помехам, связанными с характером подстилающей поверхности, состоянием атмосферы, работой внешних электрических и радиотехнических устройств и т.п. Наличие в конкретный момент времени значительных нерасчетных помех в сигналах КРМ и ГРМ может привести к ухудшению характеристик всего контура управления ЛА и даже к аварийной ситуации.

Известным недостатком этого способа (стр.254 [7]) также является нестационарность динамических характеристик режима посадки при использовании угловых параметров отклонения центра масс ЛА от заданной траектории (ε_г, ε_к). На разных расстояниях до радиомаяка, при одинаковых линейных отклонениях от заданной траектории посадки, угловые отклонения имеют разные значения и соответственно вносят различный вклад в результирующий управляющий сигнал. Это по мере приближения к радиомаяку может привести к ухудшению характеристик всего контура управления. Особенно это актуально для контура управления по глиссаде, т.к. ГРМ размещается у ближнего к ЛА торца ВПП (см. фиг.3).

К недостаткам прототипа также может быть отнесена невозможность оперативного управления экипажем наклоном траектории посадки, т.к. ее наклон задается настройками наземных радиомаяков. В некоторых ситуациях возникает необходимость совершить посадку с более крутым наклоном траектории по сравнению с задаваемой наземными радиомаяками.

Целью предлагаемого изобретения является, прежде всего, повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, расширение функциональных возможностей по управлению наклоном траектории посадки, а также увеличение точности формирования заданной траектории посадки.

Данные цели достигаются тем, что построение траектории посадки осуществляется не с помощью наземных радиотехнических устройств (дальномерный РМ, КРМ и ГРМ), а полностью на борту ЛА с использованием задаваемого экипажем угла наклона траектории посадки, точных данных о координатах и высоте ЛА, полученных методом КОИ от ИНС, СВС и СНС, а также параметров так называемого "виртуального курсо-глиссадного радиомаяка" (ВКГРМ).

Необходимость ввода в процедуру формирования заданной траектории посадки ВКГРМ объясняется, прежде всего, необходимостью обеспечения взаимодополняемости и взаимозаменяемости на борту ЛА традиционных процедур управления и процедур управления, обеспечиваемых предлагаемым устройством. С этой точки зрения в предлагаемом устройстве по отношению к прототипу обеспечивается идентичность интерфейса для систем индикации и систем автоматического управления на множестве уже разработанных и эксплуатируемых ЛА, а также учитываются теоретические и практические навыки работающего в настоящее время летного состава.

Схема размещения ВКГРМ относительно ВПП в горизонтальной плоскости полностью соответствует стандартной схеме размещения на аэродроме реальных КРМ, а в вертикальной плоскости ВКГРМ размещается под реальным КРМ на продолжении траектории посадки.

В соответствии со стандартной схемой оснащения аэродромов радиотехническим оборудованием КРМ размещается на продолжении оси ВПП на некотором удалении от торца ВПП. Для разных аэродромов величина удаления ΔD_KPM варьируется, но, как правило, она равна 1000 м (см. фиг.1).

Как показывает практика, в бортовых устройствах памяти современных ЛА могут храниться следующие наборы данных, характеризующие конкретную ВПП на конкретном аэродроме:

- координаты центра ВПП φ_Ц, λ_Ц, длина ВПП ΔD_ВПП и курс ВПП ψ_ВПП;

- координаты двух торцов ВПП φ_Т1, λ_Т1 и φ_Т2, λ_Т2.

С информационной точки зрения оба наборы идентичны и в полной мере характеризуют геометрическую схему конкретной ВПП, например, для первого набора данных координаты торцов ВПП являются производными параметрами от φ_Ц, λ_Ц, ΔD_ВПП и ψ_ВПП и, наоборот, для второго набора данных координаты центра ВПП, длина ВПП и курс ВПП являются производными параметрами от φ_Т1, λ_Т1 и φ_Т2, λ_Т2. С учетом этого факта в предлагаемом изобретении осуществляется привязка схемы размещения ВКГРМ к дальнему торцу ВПП и предполагается, что в БП хранятся φ_т1,λ_т1 и φ_Т2, λ_T2.

В результате в предлагаемом устройстве процедура построения и управления траекторией захода ЛА на посадку не будет зависеть от наличия/исправности на конкретном аэродроме дальномерного РМ, КРМ и ГРМ, наличия в сигналах КРМ и ГРМ случайных помех, будет повышена устойчивость процесса управления ЛА в вертикальной плоскости на малых расстояниях до точки посадки, а экипажу будет обеспечена возможность по управлению наклоном траектории посадки.

Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков в системе, включающей ИНС, СВС, выходы которых поданы соответственно на первый и второй входы ИПС и одновременно на первый и второй входы блока КОИ, третий вход которого соединен с выходом СНС, а выход подан на третий вход ИПС, а также БП, выход которого через блок определения параметров ВПП подан на четвертый вход ИПС, выход блока определения параметров ВПП через последовательно соединенные блок определения местоположения ВКГРМ, блок определения пеленга и дальности ВКГРМ и первый сумматор соединен с пятым входом ИПС, на шестой вход которого через последовательно соединенные блок определения угла места ВКГРМ и второй сумматор подан выход блока КОИ, выход которого также одновременно подан непосредственно на второй вход блока определения пеленга и дальности ВКГРМ, а через блок определения дальности до ближнего торца ВПП на седьмой вход ИПС, причем вторые входы первого сумматора и блока определения дальности до ближнего торца ВПП соединены с выходом блока определения параметров ВПП, второй вход второго сумматора соединен с выходом задатчика угла наклона глиссады, выход которого также подан на второй вход блока определения местоположения ВКГРМ, выход которого также подан на второй вход блока определения угла места ВКГРМ, третий вход которого соединен с выходом блока определения пеленга и дальности ВКГРМ.

Рисунки, иллюстрирующие функционирование предлагаемой системы в горизонтальной и вертикальной плоскостях, представлены соответственно на фиг.4 и 5.

Блок-схема предлагаемой системы представлена на фиг.7 и включает:

1 - ИНС,

2 - СВС,

3 - СНС,

4 - блок КОИ,

5 - ИПС,

6 - БП,

7 - блок определения параметров ВПП,

10 - блок определения местоположения ВКГРМ,

11 - блок определения пеленга и дальности ВКГРМ,

12 - первый сумматор,

13 - блок определения угла места ВКГРМ,

14 - второй сумматор,

15 - блок определения дальности до ближнего торца ВПП,

16 - задатчик угла наклона глиссады.

Предлагаемая система функционирует следующим образом.

В процессе подготовки ЛА к полету или непосредственно в полете экипаж с помощью задатчика угла наклона глиссады 16 формирует требуемый угол наклона заданной траектории посадки α₀. По умолчанию на выходе задатчика формируется стандартное значение угла наклона заданной траектории посадки, например α₀=3°.

С помощью ИНС 1 измеряют курс, крен, тангаж, скорость, координаты местоположения ЛА. С помощью СВС 2 измеряют высоту ЛА относительно аэродрома. С помощью СНС 3 измеряют с высокой точностью скорость, координаты местоположения, высоту ЛА и используют их для оценки погрешностей ИНС и СВС.

Оценку или прогноз погрешностей ИНС и СВС по данным от СНС осуществляют в блоке КОИ 4 с использованием метода ОФК.

В блоке определения параметров ВПП 7 с использованием хранящейся в БП 6 информации формируют значения координат и высот торцов ВПП φ_T1, λ_T1, H_T1, φ_T2, λ_T2, H_T2 курса ψ_ВПП и длины ΔD_ВПП ВПП:

Ψ В П П = a r c t g Δ λ A Δ ϕ A ,

Δ D В П П = Δ ϕ A 2 + Δ λ A 2 ,

где Δφ_A=(φ_T2-φ_T1)·R,=(λ_T2-λ_T1)·R·cosφ_T1, R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км.

В блоке определения местоположения ВКГРМ 10, с использованием параметров ВПП φ_T1, λ_T1, H_T1, φ_T1, λ_T2, H_T2, параметров стандартной схемы размещения посадочного радиотехнического оборудования на аэродроме, в частности удаления КРМ от торца ВПП ΔD_KPM, удаления расчетной точки касания ВПП от ее ближнего торца δD_ТП и заданного экипажем угла наклона траектории посадки α₀, формируют координаты и высоту местоположения ВКГРМ:

φ_ВКГРМ=φ_Т2+ΔD_KPM·cosψ_ВПП/R,

λ_ВКГРМ=λ_Т2+ΔD_КРМ·sinψ_ВПП/R·cosφ_Т1,

Н_ВКГРМ=Н_Т2-(ΔD_ВПП+ΔD_КРМ-δD_ТП)·tgα₀.

Горизонтальная дальность до ближнего торца ВПП определяется в блоке определения дальности до ближнего торца ВПП 15:

D Б Т В П П = Δ ϕ 1 2 + Δ λ 1 2 ,

где Δφ₁=(φ_T1-φ_ЛА)·R, Δλ₁=(λ_T1-λ_ЛА)·R·cosφ_Т1.

Пеленг и горизонтальная дальность до ВКГРМ определяется в блоке определения пеленга и дальности ВКГРМ 11:

Р В К Г Р М = a r c t g Δ λ 2 Δ ϕ 2 ,

D В К Г Р М = Δ ϕ A 2 + Δ λ A 2 ,

где Δφ₂=(φ_ВКГРМ-φ_ЛА)·R, Δλ₂=(λ_ВКГРМ-λ_ЛА)·R·cosφ_ВКГРМ.

Угол места ВКГРМ определяется в блоке определения угла места ВКГРМ 13:

α В К Г Р М = a r c t g H Л А − Y H В К Г Р М D В К Г Р М .

Угловые отклонения ЛА от заданной траектории посадки определяются соответственно в сумматорах 12 и 14:

ε_КВ=Р_ВКГРМ-ψ_ВПП,

ε_ГВ=α_ВКГРМ-α₀.

Сигналы отклонений от заданной траектории посадки по курсу ε_КВ и глиссаде ε_ГВ подаются на ИПС для обеспечения посадки в ручном режиме и на выход устройства для информационного обеспечения посадки в автоматическом режиме.

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.

Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку, включающая инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, выходы которых поданы соответственно на первый и второй входы индикатора посадочных сигналов и на первый и второй входы блока комплексной обработки информации, третий вход которого соединен с выходом спутниковой навигационной системы, а выход подан на третий вход индикатора посадочных сигналов, а также блок памяти, выход которого через блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП) подан на четвертый вход индикатора посадочных сигналов, отличающаяся тем, что выход блока определения параметров ВПП через последовательно соединенные блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ и первый сумматор соединен с пятым входом индикатора посадочных сигналов, на шестой вход которого через последовательно соединенные блок определения угла места ВКГРМ и второй сумматор подан выход блока комплексной обработки информации, выход которого также одновременно подан непосредственно на второй вход блока определения пеленга и дальности ВКГРМ, а через блок определения дальности до ближнего торца ВПП на седьмой вход индикатора посадочных сигналов, причем вторые входы первого сумматора и блока определения дальности до ближнего торца ВПП соединены с выходом блока определения параметров ВПП, второй вход второго сумматора соединен с выходом задатчика угла наклона глиссады, выход которого также подан на второй вход блока определения местоположения ВКГРМ, выход которого также подан на второй вход блока определения угла места ВКГРМ, третий вход которого соединен с выходом блока определения пеленга и дальности ВКГРМ.