СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ

Предлагаемый способ предназначен 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.

Управление полетом ЛА при выполнении любого из этих этапов - это сложный процесс, в ходе которого решается широкий круг задач, связанных с определением навигационных параметров полета, а также выдерживания необходимого пространственного положения. Эффективность действий при решении перечисленных задач определяется большим количеством условий, основными из которых есть своевременность, точность и связанные с ними вопросы построения траекторий движения, которые обеспечивают наиболее эффективное и безопасное достижение цели текущего этапа полета.

Этап посадки является наиболее ответственным и напряженным участком полета. Именно на этом этапе, в соответствии с мировой статистикой, происходит больше трети всех летных происшествий. 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., Фiляшкiн М.К. Пiлотажно-навiгацiйни комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005. 316 (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.О., М.: Транспорт, 1988. 320.

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 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 бортового пилотажно-навигационного оборудования при заходе на посадку приведено в главе 3 книги [2], главах 2 и 8 книги [7], главе 4 книги [4].

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, 10].

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 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 способов наиболее близким по технической сущности является способ, описанный в вышеупомянутой книге [7] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфах 2.7 и 8.2. Данный способ выбирается в качестве прототипа.

В данном способе для захода на посадку используется траектория, формируемая равносигнальными зонами наземных КРМ и ГРМ, пересечение которых представляет заданную траекторию посадки. Рисунки, иллюстрирующие процесс формирования заданной траектории посадки излучением КРМ и ГРМ, изображены на стр.52 книги [7] (рис.2.6) и стр.152 справочника [1] (рис.7.2), 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 посадки в вертикальной плоскости, изображен на стр.254 книги [7] (рис.8.7), а его копия представлена на фиг.3 материалов заявки.

Как следует из содержания книги [7], в целом, способ-прототип, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, включает измерение курса, крена, тангажа, угловой скорости, горизонтальной и вертикальной скорости, координат и высоты ЛА, формирование курса взлетно-посадочной полосы (ВПП), измерение дальности до ближнего торца ВПП, измерение углов отклонения по курсу и глиссаде от сформированной, с помощью электромагнитного излучения наземных курсового и глиссадного радиомаяков, траектории посадки, формирование сигнала управления угловым положением ЛА по крену с учетом угла отклонения по курсу, формирование сигнала управления угловым положением ЛА по тангажу с учетом угла отклонения по глиссаде и изменение, в автоматическом или ручном режиме, углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления.

В целях выполнения посадки с помощью ИНС измеряют угловые скорости, курс, крен, тангаж, горизонтальную и вертикальную скорость относительно поверхности земли, координаты местоположения ЛА.

В целях выполнения посадки помощью СВС измеряют высоту ЛА относительно уровня моря и высоту ЛА 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. Однако СНС не могут обеспечить непрерывность указанных измерений, и их сигналы подвержены помехам естественного и искусственного характера.

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 современных методов комплексной обработки информации, например метода оптимальной фильтрации случайных сигналов Калмана (ОФК). Данный метод позволяет при наличии достоверных сигналов от СНС осуществлять оценивание погрешностей корректируемых систем, а при пропадании сигналов от СНС осуществлять прогноз изменения погрешностей корректируемых систем. Метод ОФК подробно описан в книгах [6, 7, 8].

Для измерения отклонения ЛА от заданной излучением КРМ и ГРМ траектории посадки на борту ЛА используется специальная радиотехническая аппаратура [1, 2].

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 по глиссаде ε_г.

Наземное радиомаячного 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, например, катастрофа самолета Ту-154 польского президента, 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. 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 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, при стационарных коэффициентах усиления, вносят различный вклад в результирующий управляющий сигнал. Это, в свою очередь, может привести к ухудшению характеристик всего контура управления, и 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 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 (КРМ и ГРМ), а полностью на борту ЛА с использованием задаваемого экипажем угла наклона траектории посадки, точных данных о координатах и высоте ЛА, полученных путем комплексной обработки информации 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 используемого в настоящее время и предлагаемого способов. С этой точки зрения в предлагаемом способе, по отношению к прототипу, обеспечивается идентичность интерфейса для систем автоматического управления и систем индикации 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 соответствуют стандартной схеме размещения реальных КРМ на аэродроме, 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 дальнего торца ВПП. Для разных аэродромов величина удаления ΔD_КРМ 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 и курс ВПП ψ_ВПП;

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

С информационной точки зрения оба набора 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 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_T2, λ_Т2. С учетом этого факта, в предлагаемом изобретении осуществляется привязка схемы размещения ВКГРМ к дальнему торцу ВПП.

В результате процедура построения и управления траекторией захода ЛА на посадку не будет зависеть от наличия/исправности на конкретном аэродроме 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 способе управления ЛА при заходе на посадку, включающем измерение с помощью ИНС, СВС, СНС курса, крена и тангажа ЛА, угловой скорости ЛА, горизонтальной и вертикальной скорости ЛА, координат и высоты ЛА, формирование, с помощью методов комплексной обработки информации от ИНС, СВС, СНС, уточненных сигналов координат и высоты ЛА, формирование, на основе уточненных координат, высоты ЛА и координат, высоты взлетно-посадочной полосы (ВПП) курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, формирование сигналов управления угловым положения ЛА по крену и тангажу и изменение, в автоматическом или ручном режиме, углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, траекторию посадки, с заданным экипажем углом наклона и совпадающую по направлению с курсом ВПП, формируют виртуальным образом непосредственно на борту ЛА относительно ВКГРМ, который, в соответствии со стандартной схемой расположения на аэродроме посадочного радиотехнического оборудования, размещают под точкой стандартного размещения КРМ на продолжении траектории посадки, определяют координаты и высоту ВКГРМ, формируют пеленг и угол места ВКГРМ относительно ЛА, причем сигнал управления угловым положением ЛА по крену формируют с учетом рассогласования пеленга ВКГРМ относительно ЛА и курса ВПП, а сигнал управления угловым положением ЛА по тангажу формируют с учетом рассогласования угла места ВКГРМ относительно ЛА и заданного экипажем угла наклона траектории посадки.

Рисунки, иллюстрирующие работу способа представлены на фиг.4 и 5.

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

С помощью имеющейся на бору ЛА ИНС измеряют сигналы ускорения, угловые скорости, курс, крен, тангаж, скорость, координаты местоположения. С помощью СВС измеряют сигнал высоты ЛА относительно уровня моря и, после компенсации в нем высоты аэродрома относительно уровня моря, формируют сигнал высоты ЛА относительно аэродрома. С помощью СНС измеряют с высокой точностью сигналы скорости, координат местоположения, высоты ЛА и используют их для оценки погрешностей ИНС и СВС.

Оценку погрешностей ИНС и СВС по данным от СНС осуществляют с использованием одного из современных методов комплексной обработки информации, например оптимального фильтра Калмана (ОФК). Метод ОФК, при наличии достоверных сигналов от СНС, позволяет производить оценивание погрешностей ИНС и СВС, а при пропадании сигналов от СНС осуществлять прогноз изменения погрешностей ИНС и СВС.

При переходе в режим посадки на борту ЛА, с использованием точных значений координат и высоты ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, Н_ЛА, полученных комплексированием данных ИНС, СВС и СНС, хранящихся в бортовых устройствах памяти, координат и высот торцов ВПП φ_Т1, λ_Т1, Н_Т1, φ_Т2, λ_Т2, Н_Т2, параметров схемы размещения посадочного радиотехнического оборудования на конкретном аэродроме, в частности удаления КРМ от торца ВПП ΔD_КРМ, и заданного экипажем угла наклона траектории посадки α₀, формируют все параметры, характеризующие положение ВКГРМ, заданную экипажем траекторию посадки и положение ЛА относительно этой траектории.

Курс и длина ВПП:

,

,

где Δφ_А=(φ_Т2-φ_T1)·R, Δλ_A=(λ_T2-λ_T1)·R·cosφ_T1, R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км.

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 ВКГРМ:

,

,

где Δφ₂=(φ_Т2-φ_ЛА)·R+ΔD_КРМ·cosψ_ВПП, Δλ₂=(λ_Т2-λ_ЛА)·R·cosφ_T2+ΔD_КРМ·cosψ_ВПП.

Угол места ВКГРМ:

,

где Н_ВКГРМ=Н_Т2-(ΔD_ВПП-δD_ТП)·tgα₀ - высота ВКГРМ 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_ВКГРМ-ψ_ВПП,

ε_ГВ=α_ВКГРМ - α₀.

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

Для обеспечения идентичности интерфейса для систем автоматического управления и систем индикации на уже разработанных и эксплуатируемых ЛА сигналы угловых отклонений от заданной траектории посадки по курсу ε_КВ и глиссаде ε_ГВ, при необходимости, преобразуют к формату сигналов ε_К и ε_Г, поступающих от бортовой аппаратуры ЛА, взаимодействующей с реальными КРМ и ГРМ (см. рис.7.8б и 7.9а на стр.159, 160 справочника [1]).

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.