Способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль

Изобретение относится к пилотажно-навигационному оборудованию летательных аппаратов (ЛА). Технический результат заключается в повышении точности управления ЛА при выходе на линию взлетно-посадочной полосы (ВВП) движущегося корабля. Для этого предложен способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль, включающий измерение параметров движения ЛА, измерение и передачу на борт ЛА параметров движения корабля, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания вынесенной, относительно ВПП корабля, окружности, формирование программной высоты, формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используют для формирования сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используют при формировании заданной нормальной перегрузкой и изменение, в автоматическом или ручном режиме, углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, по текущим координатам, высоте ЛА, текущим координатам, скорости и курсу корабля определяют полную длину траектории посадки, среднюю скорость ЛА в процессе посадки, время посадки, в соответствии с которыми определяют значения координат корабля в момент посадки, итерационным методом уточняют значения длины траектории посадки, средней скорости ЛА, времени и координат корабля в момент посадки, а затем уточненные значения координат корабля в момент посадки используют при формировании траектории возврата на корабль. 1 ил.

 

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА) корабельного базирования.

Полет любого ЛА можно разделить на

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадку.

В целом посадка включает в себя следующие этапы: предпосадочное маневрирование, которое также называют этапом возврата, заход на посадку и непосредственно приземление.

Задачей этапа возврата является вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) с таким расчетом, чтобы ЛА находился на продолжении оси ВПП на установленной высоте и дальности относительно торца ВПП с курсом, примерно равным направлению ВПП. Т.е. ЛА должен быть выведен в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения, где гарантированно обеспечиваются условия стабильного функционирования бортовых и наземных посадочных систем.

Различные аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего предпосадочное маневрирование ЛА, приведены в следующих работах:

1. Батенко А.П. Управление конечным состоянием движущихся объектов. М., "Советское радио", 1977 г. 256 с.

2. Воробьев Л.М. Воздушная навигация, М.: Машиностроение, 1984.

3. Рогожин В.О. и др. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005 (на украинском языке).

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

5. Патент РФ на изобретение №2240589 с приоритетом от 31.07.2003. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы.

Известны способы управления летательным аппаратом (ЛА), реализующие вывод ЛА на линию, направленную вдоль продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома, при заходе на посадку, описанные в следующих источниках - [1], [3], [5].

Способ, описанный в патенте РФ на изобретение №2240589 [5], выбирается в качестве прототипа.

Способ-прототип, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, включает измерение параметров движения ЛА, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с ВПП, формирование программной высоты в зависимости от заданной высоты ЛА в точке касания заданной вынесенной окружности, заданного угла наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование рассогласования между заданным и истинным курсами, которое используется для формирования сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используется при формировании сигнала управления заданной нормальной перегрузкой, и изменение в автоматическом режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления.

Способ-прототип функционирует следующим образом.

По текущим координатам ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, координатам начала ВПП φ_ВПП, λ_ВПП и курсу ВПП ψ_ВПП определяют текущие координаты ЛА Х_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с началом ВПП:

X_ЛА=Δλ·sinψ_ВПП+Δφ·cosψ_ВПП,

Y_ЛА=-Δλ·cosψ_ВПП+Δφ·sinψ_ВПП,

где Δφ=(φ_ЛА-φ_ВПП)·R, Δλ=(λ_ЛА-λ_ВПП)·R·соsφ_ЛА, R - радиус Земли.

По текущим координатам ЛА X_ЛА, Y_ЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно начала ВПП Х₀=Д_ВТ, Y₀=R_З определяют заданный курс ЛА ψ_З на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ_И поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ)ЛА:

где - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, R_З - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА V₃ при выходе в точку А на заданной высоте Н_З, α_СН - угол сноса ЛА.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным кренами. САУ формирует сигнал заданного крена следующим образом:

γ₃=K₁·(Ψ_З-Ψ_И),

где К₁ - известный коэффициент.

После того как истинный курс ЛА ψ_И сравняется с заданным курсом ψ_З и вектор скорости ЛА будет направлен на точку А, крен ЛА становится равным нулю и ЛА летит на точку А касания заданной окружности.

Для управления в продольной плоскости на индикацию и в САУ поступают сигналы вертикальной скорости ЛА V_у и отклонения ЛА от программной высоты ΔН:

ΔH=H_ЛА-H_ПР,

где H_ЛА - значение текущей высоты ЛА, H_пр=H_З+tg(θ_З)·D - программное значение высоты, Н_З - заданное значение высоты ЛА в точке А, θ_З - заданный угол наклона траектории снижения.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным значениями нормальной перегрузки. Заданное значение нормальной перегрузки в САУ определяется по следующему закону:

,

где К₂, К₃ - известные коэффициенты.

Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом R_З, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д_ВТ от ее края, и находящуюся на заданной высоте Н_З. После прохождения точки А на высоте Н_З производится разворот ЛА в сторону ВПП, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП. На этом этап возврата заканчивается и начинается этап захода на посадку.

Основным недостатком этого способа, при использовании для возврата на корабль, является тот факт, что управление ЛА осуществляется в предположении постоянства координат ВПП. Изменение координат корабля приведет к тому, что траектория, по которой будет следовать ЛА, в соответствии со сформированными по данному способу управляющими сигналами, будет постоянно изменяться и будет неоптимальной, что может привести к уменьшению безопасности полета.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей способа и повышение точности управления ЛА при выходе на линию ВПП движущегося корабля.

С учетом цели предлагаемого изобретения делаем следующие, не противоречащие содержанию описания вышеуказанного патента на изобретение, допущения:

1) полагаем, что бортовое оборудование ЛА включает, наряду с прочими системами, радиотехническое оборудование, обеспечивающее прием параметров движения корабля (координаты φ_к, λ_К, курс ψ_К, скорость V_К), которые измеряются непосредственным образом бортовым оборудованием корабля и передаются на борт ЛА;

2) полагаем, что управление ЛА может быть осуществлено как в автоматическом режиме с использованием САУ, так и в ручном режиме самим летчиком по индицируемым на соответствующих индикаторах сигналах текущей высоты, программной высоты, вертикальной скорости, истинного и заданного курсов.

Поставленная цель достигается тем, что в известном способе, включающем измерение параметров движения ЛА, измерение и передачу на борт ЛА параметров движения корабля, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с ВПП корабля, формирование программной высоты в зависимости от заданной высоты ЛА в точке касания заданной вынесенной окружности, заданного угла наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используется при формировании сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используется при формировании сигнала управления заданной нормальной перегрузкой, и изменение в автоматическом или ручном режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, по текущим координатам, высоте ЛА и текущим координатам корабля определяют длину траектории посадки вплоть до касания палубы корабля, которую, наряду со значениями текущей высоты, текущей скорости ЛА и известной скорости ЛА в момент посадки, используют для определения средней скорости ЛА в процессе посадки, по длине траектории посадки и средней скорости ЛА в процессе посадки определяют время посадки, в соответствии с которым, используя текущие курс, скорость и координаты корабля, определяют значения координат корабля в момент посадки, итерационным методом уточняют значения длины траектории посадки, средней скорости ЛА в процессе посадки, времени посадки и координат корабля в момент посадки, а затем уточненные значения координат корабля в момент посадки используют при формировании координат центра вынесенной окружности.

Предлагаемый способ проиллюстрирован фиг.1 и функционирует следующим образом.

По текущим координатам ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, курсу ψ_К корабля и координатам φ_Ки, λ_Ки корабля, полученным на предыдущем итерационном цикле выполнения задачи, определяют текущие координаты ЛА Х_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с началом ВПП, и курс ВПП корабля ψ_ВПП:

ψ_ВПП=ψ_К-Δψ_ВПП,

X_ЛА=Δλ·sinψ_ВПП+Δφ·cosψ_ВПП-ΔX_ВПП,

Y_ЛА=-Δλ·cosψ_ВПП+Δφ·sinψ_ВПП-ΔY_ВПП,

где Δφ=(φ_ЛА-φ_Ки)·R, Δλ=(λ_ЛА-λ_Ки)·R·сosφ_ЛА, R - радиус Земли, который с достаточной точностью для рассматриваемой задачи может быть принят равным 6371 км, Δψ_ВПП - известный угол между продольной осью корабля и направлением ВПП корабля, ΔХ_ВПП и ΔY_ВПП - известные расстояния между точкой, в которой измеряются координаты корабля, и началом ВПП корабля, спроектированные на оси X, Y.

В начальный момент функционирования предлагаемого способа, т.е. на первом итерационном цикле, координатам φ_Ки, λ_Ки присваивают значения текущих координат корабля φ_К, λ_К.

По текущим координатам ЛА X_ЛА, Y_ЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности Х₀=Д_ВТ, Y₀=R_З определяют заданный курс ЛА ψ_З на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ_И поступает на индикацию экипажу и в САУ ЛА:

где - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, R_З - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА V_З при выходе в точку А на заданной высоте Н_З, α_СН - угол сноса ЛА.

На фиг.1 заданный курс, рассчитанный в начальный момент функционирования предлагаемого способа, т.е. на первом итерационном цикле, обозначен как ψ_Зо.

Определяют длину траектории посадки D_ТП вплоть до касания палубы корабля:

D_ТП=D+Д_ВТ+R_З·(ψ_ВПП-ψ_З).

Используя значения длины траектории посадки D_ТП, текущей высоты ЛА H_ЛА, текущей скорости ЛА V_ЛА, известную из аэродинамики конкретного ЛА зависимость его скорости от высоты в процессе выполнения стандартного предпосадочного маневра, определяют среднюю скорость ЛА в процессе посадки V_ЛАС. Простейшая реализация этой операции может быть осуществлена табличным методом с линейной аппроксимацией между табличными значениями.

Используя длину траектории посадки D_ТП и среднюю скорость ЛА в процессе посадки V_ЛАС, определяют относительное время посадки

T_П=D_ТП/V_ЛАС.

Используя время посадки Т_П и текущие координаты φ_К, λ_К, курс ψ_К, скорость V_К корабля, определяют координаты корабля в момент посадки:

φ_Ки=φ_К+T_П·V_К·cosψ_K/R,

λ_Ки=λ_К+T_П·V_К·sinψ_К/(R·cosφ_К),

которые на следующем итерационном цикле выполнения задачи будут использованы в качестве координат корабля.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным кренами. САУ формирует сигнал заданного крена следующим образом:

γ_З=K₁·(Ψ_З-Ψ_И),

где К₁ - известный коэффициент.

В ручном режиме управления летчик, управляя рулевыми поверхностями ЛА, самостоятельно отрабатывает рассогласование истинного и заданного курсов.

После того как истинный курс ЛА ψ_И сравняется с заданным курсом ψ_З, крен ЛА становится равным нулю и ЛА летит на точку А касания заданной вынесенной окружности.

Для управления в продольной плоскости на индикацию и в САУ поступают сигналы вертикальной скорости ЛА V_у и отклонения ЛА от программной высоты ΔН:

ΔH=H_ЛА-Н_ПР,

где H_ЛА - значение текущей высоты ЛА, Н_ПР=H_З+tg(θ_З)·D - программное значение высоты, Н_З - заданное значение высоты ЛА в точке А, θ_З - заданный угол наклона траектории снижения.

В автоматическом режиме управления отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным значениями нормальной перегрузки. Заданное значение нормальной перегрузки в САУ определяется по следующему закону:

,

где К₂, К₃ - известные коэффициенты.

В ручном режиме управления летчик, управляя рулевыми поверхностями ЛА, самостоятельно отрабатывает отклонение ЛА от программной высоты ΔH с учетом его текущей вертикальной скорости.

Таким образом, управление ЛА осуществляется на точку А касания заданной окружности с радиусом R_З, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д_ВТ от ее края.

После прохождения точки А на высоте Н₃ производится разворот ЛА в сторону ВПП, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП. На этом этап возврата заканчивается и начинается этап захода на посадку.

Предлагаемый способ может быть реализован в бортовой цифровой вычислительной системе бортового оборудования ЛА. Реализация предлагаемого способа не подразумевает изменение или дополнение аппаратуры, устанавливаемой на борту ЛА корабельного базирования, и предполагает использование только известных сигналов и исполнительных механизмов бортового оборудования ЛА.

Способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль, включающий измерение параметров движения ЛА, измерение и передачу на борт ЛА параметров движения корабля, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с взлетно-посадочной полосой (ВПП) корабля, формирование программной высоты в зависимости от заданной высоты ЛА в точке касания заданной вынесенной окружности, заданного угла наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используется при формировании сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используется при формировании сигнала управления заданной нормальной перегрузкой и изменение, в автоматическом или ручном режиме, углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, отличающийся тем, что по текущим координатам, высоте ЛА и текущим координатам корабля определяют длину траектории посадки вплоть до касания палубы корабля, которую наряду со значениями текущей высоты, текущей скорости ЛА и известной скорости ЛА в момент посадки используют для определения средней скорости ЛА в процессе посадки, по длине траектории посадки и средней скорости ЛА в процессе посадки определяют время посадки, в соответствии с которым, используя текущие курс, скорость и координаты корабля, определяют значения координат корабля в момент посадки, итерационным методом уточняют значения длины траектории посадки, средней скорости ЛА в процессе посадки, времени посадки и координат корабля в момент посадки, а затем уточненные значения координат корабля в момент посадки используют при формировании координат центра вынесенной окружности.