СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТРАЕКТОРИЕЙ ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ЗАПРОГРАММИРОВАННЫЙ АЭРОДРОМ

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

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

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

1. Авиационная радионавигация. Справочник. Под редакцией 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., Синеглазов В.М., Филяшкин М.К. Пилотажно-навигационные комплексы воздушных суден, К.: Книжное издательство 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.

11. Алексеев А.Н., Беляев М.А., Никулин А.С. и др. "Инерциально-спутниковый режим посадки". Тезисы докладов Всероссийской научно-технической конференции "Навигация, наведение и управление летательными аппаратами". М., Научтехлитиздат, 2012. Стр.226-228.

12. Никулин А.С. и др. Патент РФ на изобретение №2240589 с приоритетом от 31.07.2003. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы.

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 КРМ и ГРМ приведено в книгах [1, 2, 4, 7, 9].

Известны способы управления летательным аппаратом (ЛА), реализующие вывод ЛА на линию, направленную вдоль продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома, при заходе на посадку [7, 12].

Для автоматического и ручного управления ЛА на этапе посадки необходима разнообразная информация о параметрах его движения: курсе, крене, тангаже, скорости, координатах, высоте, угловых скоростях, ускорениях. 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].

Для повышения точности и надежности определения навигационных данных, в том числе на этапе посадки, в настоящее время широко используются методы комплексной обработки данных от различных по физическому принципу действия систем, в частности: от ИНС, СВС и СНС. Различные аспекты применения некоторых методов комплексной обработки навигационных данных отражены в книгах [5, 6, 7, 8].

Известны способы управления, реализующие полет ЛА по заданной траектории посадки. Эти способы обеспечивают выработку управляющих сигналов, подаваемых на органы управления угловым положением ЛА с целью вывода ЛА в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения ЛА, где экипажем принимается решение о приземлении или о совершении повторного захода на посадку.

Из описанных в литературе аналогов близким по технической сущности является способ, описанный в книге [7] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфах 2.7 и 8.2.

В данном способе для захода на посадку используется траектория, формируемая равносигнальными зонами наземных КРМ и ГРМ, пересечение которых представляет заданную траекторию посадки. Рисунок, иллюстрирующий процесс формирования заданной траектории посадки излучением КРМ и ГРМ, изображен на стр.52 книги [7] (рис.2.6), копия которого представлена на фиг.1.

Особенностью способа 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.

Наземное радиомаячное оборудование для формирования посадочной траектории 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 КРМ и ГРМ, в силу своей радиотехнической природы подвержены искажениям и помехам, связанным с характером подстилающей поверхности, состоянием атмосферы, работой внешних электрических и радиотехнических устройств и т.п. Для парирования влияния таких помех на процесс захода на посадку в системах управления ЛА применяют соответствующие меры, как правило, осуществляют их фильтрацию. Однако наличие, в конкретный момент времени, значительных, нерасчетных помех в сигналах КРМ и ГРМ может привести к ухудшению характеристик всего контура управления ЛА.

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, при стационарных коэффициентах усиления, вносят различный вклад в результирующий управляющий сигнал. Это может привести к ухудшению характеристик всего контура управления, в контуре могут появиться колебания, которые будут увеличиваться по мере приближения к радиомаяку. Особенно это актуально для контура управления по глиссаде, т.к. ГРМ размещается у ближнего к ЛА торца ВГТП (см. фиг.1).

Указанные недостатки в значительной степени устранены в способе, представленном в работе "Инерциально-спутниковый режим посадки" [11].

Поэтому, с учетом цели предлагаемого изобретения, полагаем, что способ-прототип описан одновременно в книге [7] и работе [11].

С учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, способ-прототип включает измерение параметров движения ЛА с помощью автономных навигационно-пилотажных датчиков, например ИНС и СВС, коррекцию измеренных параметров движения ЛА по данным от СНС, формирование заданной траектории посадки, с заданным экипажем углом наклона и совпадающей по направлению с ВПП, относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВРМ), размещенного под точкой стандартного положения КРМ на продолжении траектории посадки, определение пеленга и угла места ВРМ, определение углов отклонения по курсу и глиссаде от заданной траектории посадки, формирование сигналов управления угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом углов отклонения соответственно по курсу и глиссаде и изменение углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления.

Рисунки, иллюстрирующие процесс формирования заданной траектории посадки в горизонтальной и вертикальной плоскостях, в соответствии со способом-прототипом представлены соответственно на фиг.2 и фиг.3.

С помощью ИНС и СВС можно измерить курс, крен, тангаж, скорость относительно поверхности земли, координаты местоположения, высоту относительно уровня моря и высоту относительно уровня аэродрома.

ИНС и СВС являются автономными системами и обеспечивают непрерывное измерение указанных параметров. Однако в их сигналах могут присутствовать достаточно существенные погрешности. Для повышения точности данные от ИНС и СВС корректируют по данным от СНС.

СНС являются неавтономными радиотехническими системами. С их помощью можно измерить скорость относительно поверхности земли и координаты местоположения ЛА с высокой точностью.

Поэтому, как правило, на борту современных ЛА сигналы ИНС и СВС, в целях решения задач навигации, корректируют по данным от СНС с использованием одного из методов комплексной обработки информации, например метода оптимальной фильтрации случайных сигналов Калмана (ОФК). Метод ОФК подробно описан в книгах [6, 7, 8].

В процессе реализации автоматического режима захода на посадку используют известные законы управления движением центра масс через контуры управления креном и тангажом ЛА. В книге [7] на стр.255-256 приведены примеры законов автоматического управления ЛА по крену и тангажу, в которых, наряду с другими сигналами, используются сигналы отклонения ЛА от заданной траектории по курсу ε_к и глиссаде ε_г.

Для реализации ручного режима захода на посадку на соответствующих индикационных приборах одновременно индицируют в виде вертикально и горизонтально ориентированных планок сигналы отклонения от заданной траектории по курсу ε_к и глиссаде ε_г.

Схема размещения ВРМ относительно ВПП в горизонтальной плоскости полностью соответствуют стандартной схеме размещения КРМ на аэродроме, а в вертикальной плоскости ВРМ размещается под КРМ на продолжении траектории посадки.

В соответствии со стандартной схемой размещения радиотехнического оборудования, КРМ размещается на продолжении оси ВПП на некотором удалении от дальнего торца ВПП. Для разных аэродромов величина удаления ΔD_КРМ варьируется, но, как правило, она равна 1000 м (см. фиг.1).

В способе-прототипе процедура управления ЛА при заходе на посадку не зависит от наличия/исправности на конкретном аэродроме КРМ и ГРМ, наличия в сигналах КРМ и ГРМ случайных помех и обеспечена устойчивость процесса управления ЛА в вертикальной плоскости на малых расстояниях до точки посадки.

Способ-прототип обеспечивает формирование заданной траектории посадки при наличии на борту ЛА соответствующей информации о аэродроме посадки, а именно о координатах дальнего и ближнего торцов ВПП и их высоте относительно уровня моря. Как правило, эта информация вводится в бортовое оборудование современных ЛА в процессе его предполетной подготовки и хранится в бортовой электронной базе данных. В современных бортовых системах может храниться очень много информации о множестве навигационных точек (НТ). В частности, в бортовой электронной базе данных хранится подробная информация об аэродромах. Вся совокупность информации о НТ составляет так называемую "программу полета", и аэродром, информация о котором хранится на борту ЛА, называется запрограммированным аэродромом.

Способ-прототип обеспечивает безопасное формирование заданной траектории посадки при наличии на борту ЛА точной и надежной информации о положении ЛА относительно траектории посадки. Необходимая точность определения положения ЛА относительно траектории посадки в способе-прототипе обеспечивается путем комплексной обработки данных от автономных, но не точных ИНС, СВС и точных корректирующих СНС. Надежность информации обеспечивается резервированием основных навигационных датчиков.

Однако СНС, даже резервированные, не могут обеспечить непрерывность измерений, и их работоспособность может быть нарушена помехами естественного и искусственного характера. Более того, как показывает анализ, существуют ситуации, когда точная информация от СНС будет полностью недоступна для использования на борту ЛА.

Целью предлагаемого изобретения является повышение безопасности полета ЛА и расширение функциональных возможностей по автоматическому формированию траектории посадки при отсутствии на борту ЛА корректирующих данных от СНС.

Данная цель достигается тем, что, относительно способа-прототипа, в предлагаемом способе при подлете к аэродрому, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, корректируют координаты местоположения ЛА по любому из запрограммированных визуально-контрастных ориентиров в районе аэродрома посадки, а затем, уже в процессе движения ЛА по траектории посадки, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, периодически уточняют отклонения ЛА от траектории посадки, корректируя координаты местоположения по ближнему торцу ВПП.

Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, в способе управления траекторией посадки ЛА на запрограммированный аэродром, включающем измерение с помощью инерциальных и аэрометрических навигационных систем курса, крена, тангажа, угловой скорости, составляющих вектора путевой скорости, координат и высоты летательного аппарата (ЛА), формирование на борту ЛА траектории посадки относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВРМ), который размещают с противоположной стороны взлетно-посадочной полосы (ВПП) на продолжении траектории посадки, формирование отклонений ЛА от траектории посадки, формирование сигналов управления угловым положением ЛА по крену и тангажу и изменение углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, предварительно, на этапе выхода в район аэродрома, визуально идентифицируют аэродром посадки, визуально идентифицируют любой из запрограммированных визуально-контрастных ориентиров в районе аэродрома посадки, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, измеряют дальность и углы визирования выбранного ориентира, которые используют для коррекции координат местоположения ЛА, а затем, уже в процессе движения ЛА по траектории посадки, визуально идентифицируют ближний торец ВПП и, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, периодически уточняют отклонения ЛА от траектории посадки путем измерения дальности и углов визирования ближнего торца ВПП, которые используют для коррекции координат местоположения ЛА.

Рисунок, иллюстрирующий работу способа при предварительном уточнении местоположения ЛА представлен на фиг.4. На рисунке представлен вариант использования в качестве ориентира характерной геометрической фигуры, например пятиконечной звезды, в центре которой может быть помещен уголковый отражатель. В темное время суток или в пасмурную погоду в центре этой фигуры может быть расположен световой или инфракрасный излучатель с характерным, например мигающим, излучением.

Рисунок, иллюстрирующий работу способа при уточнении отклонений ЛА от траектории посадки с использованием ближнего торца ВПП, представлен на фиг.5. Торцы ВПП, как правило, характерно обозначены стандартными геометрическими фигурами в виде белых полос, а в темное время суток или в пасмурную погоду обозначены с помощью аэродромного светотехнического оборудования.

С помощью имеющихся на борту ЛА автономных датчиков навигационной информации, например ИНС и СВС, измеряют сигналы ускорения, угловые скорости, курс, крен, тангаж, скорость, координаты, высоту ЛА.

В настоящее время на современных ЛА в качестве систем визуальной ориентировки широко используются оптические локационные станции, имеющие в своем составе лазерные дальномеры, коллиматорные авиационные индикаторы, нашлемные визиры, тепловизоры и др. С помощью этих устройств можно измерить дальность до любой точки на земной поверхности и углы визирования этой точки относительно строительных осей ЛА.

Этапу посадки всегда предшествует так называемый этап "возврата" на аэродром посадки [7, 12]. Траектория ЛА при выполнении этапа "возврата" представлена на фиг.6. На этом этапе ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом, соответствующим скорости ЛА на начальном этапе посадки R_З, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д_ВТ от ее ближнего торца, и находящуюся на заданной высоте H_З - так называемую "точку третьего разворота". После прохождения точки третьего разворота 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 посадки.

Такая траектория возврата является традиционной для современных ЛА и предназначена, прежде всего, для вывода ЛА в зону линейных сигналов от наземных радиотехнических систем посадки. Для способа-прототипа и предлагаемого способа существенным является точность выхода ЛА в указанную зону, которая напрямую зависит от наличия на борту ЛА точной информации о координатах текущего местоположения ЛА.

Поэтому, при отсутствии на борту ЛА точной информации о координатах текущего местоположения ЛА, экипаж, еще на этапе возврата, при подлете к аэродрому посадки визуально ориентируется относительно самого аэродрома и относительно любого из запрограммированных визуально-контрастных ориентиров, находящихся в районе аэродрома, а затем с помощью любой из имеющихся на бору ЛА систем визуальной ориентации измеряет дальность D_o и углы визирования этого ориентира a_yo, a_zo. Эти параметры с учетом курса ψ, крена γ, тангажа υ пересчитываются в уточняющие поправки Δφ, Δλ к координатам ЛА φ_A, λ_A от автономных систем:

Δφ=φ_A+D_o·cosa_zo·cos(ψ+a_yo)/R-φ_OP;

Δλ=λ_A+D_o·cosa_zo·sin(ψ+a_yo)/R·cosφ_ЛА-λ_OP,

где R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км, φ_OP, λ_OP - координаты ориентира.

Данные формулы являются иллюстративными и приведены в предположении малой дальности от ЛА до ориентира (до 25 км, что соответствует предельной дальности большинства авиационных лазерных дальномеров) и нахождения ЛА в прямолинейном горизонтальном полете (γ=υ=0).

При этом в процессе следования по траектории посадки, экипаж, по мере возможности уточняет положение ДА относительно траектории посадки. Для этого экипаж визуально ориентируется относительно ближнего торца ВПП и с помощью любой из имеющихся на бору ЛА систем визуальной ориентации измеряет дальность и углы визирования ближнего торца ВПП D_T1, φ_yT1, φ_zT1. Эти параметры используются для уточнения поправок Δφ, Δλ к координатам ЛА φ_A, λ_A от автономных систем.

В дальнейшем, в процессе выхода в точку третьего разворота, выхода на траекторию посадки и полета непосредственно по траектории посадки уточненные координаты ЛА φ_ЛА, λ_ЛА определяются по формулам:

φ_ЛА=φ_А-Δφ;

λ_ЛА=λ_A-Δλ.

При переходе в режим посадки, на борту ЛА, с использованием уточненных значений координат и высоты ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, Н_ЛА, курса, длины, координат и высоты ближнего торца ВПП ЛА ψ_ВПП, ΔD_ВПП, φ_Т1, λ_Т1, H_T1, угла наклона траектории посадки α₀, формируют все параметры, характеризующие текущее положение ВРМ, текущую заданную траекторию посадки и положение ЛА относительно этой траектории.

Горизонтальная дальность до ближнего торца ВПП:

,

где Δφ₁=(φ_T1-φ_ЛА)·R, Δλ₁=(λ_T1-λ_ЛА)·R·cosφ_T1.

Пеленг и горизонтальная дальность до ВРМ:

,

,

где Δφ₂=(φ_T2-φ_ЛА)·R+ΔD_КРМ·cosψ_ВПП, Δλ₂=(λ_Т2-λ_ЛА)·R·cosφ_T2+ΔD_КРМ·cosψ_ВПП.

Угол места ВРМ:

,

где H_ВРМ=H_T2-(ΔD_ВПП~δD_ТП)·tgα₀ - высота ВРМ относительно уровня моря, δD_ТП - удаление расчетной точки посадки от ближнего торца ВПП, равное, например, 100 м.

Угловые отклонения ЛА аппарата от заданной траектории посадки:

ε_КВ=Р_ВРМ-ψ_ВПП,

ε_ГВ=α_ВРМ-α₀.

Сигналы отклонений от заданной траектории посадки по курсу ε_КВ и глиссаде ε_ГВ подаются в систему автоматического управления ЛА для обеспечения посадки в автоматическом режиме и на соответствующие индикационные приборы для обеспечения посадки в ручном режиме.

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.

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, и предполагает использование только известных сигналов и исполнительных механизмов бортового оборудования ЛА.