Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПРИ ЗАХОДЕ НА НАВИГАЦИОННУЮ ТОЧКУ С ЗАДАННОГО НАПРАВЛЕНИЯ

Предлагаемый способ предназначен для применения в области авиационного приборостроения, в частности, в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА).

Полет любого ЛА можно разделить на:

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадку.

Полет по маршруту наиболее продолжительный этап, во время которого, как правило, выполняется главная целевая задача ЛА. Очень часто для выполнения этой целевой задачи требуется вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно известной навигационной точки (НТ) с таким расчетом, чтобы ЛА находился относительно НТ на заранее заданной дальности и с заранее заданным курсом.

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

Целевой 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., и при выполнении возврата и очень часто при следовании по маршруту, ЛА должен быть выведен в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения по курсу и дальности относительно НТ, где гарантированно обеспечиваются благоприятные условия для выполнения целевой задачи текущего этапа полета.

Различные аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего подобное 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 (НТ) 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, истинного угла сноса, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с НТ, формирование рассогласования между заданным и истинным курсами, которое используется для формирования сигнала управления заданным креном и изменение в ручном или автоматическом режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированным сигналом управления.

Способ-прототип проиллюстрирован рисунками (рисунки на фиг. 1 и ниже упомянутой фиг. 2 нарисованы в предположении, что истинный угол сноса равен нулю) и функционирует следующим образом.

С помощью соответствующего бортового оборудования, например по информации от инерциальной навигационной системы (ИНС) и спутниковой навигационной системы (СНС), определяют текущие параметры движения ЛА - курс ψ_И, крен γ, вектор скорости V, координаты местоположения φ_ЛА, λ_ЛА, высоту полета Н, истинный угол сноса α_СНи и др.

С помощью соответствующих задатчиков задают координаты НТ φ_НТ, λ_НТ, направление прохода НТ ψ_НТ и дальность выхода на НТ Д_НТ.

В зависимости от целевой задачи текущего этапа полета задают или определяют, в функции высоты Н и скорости V, радиус разворота ЛА R_З.

По текущим координатам местоположения ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, координатам НТ φ_НТ, λ_НТ и курсу прохода НТ ψ_НТ определяют текущие координаты ЛА Х_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с НТ

где , R - радиус Земли.

По координатам ЛА Х_ЛА, Y_ЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно НТ Х₀=Д_НТ, 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,

ψ_А - направление линии касательной к вынесенной окружности и проходящей через точку местоположения 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:

где K₁ - 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.

Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом R_З, вынесенной относительно НТ на расстояние Д_НТ. После прохождения точки А производится разворот ЛА в сторону НТ, а затем выравнивание ЛА по линии, проходящей через НТ с курсом ψ_НТ.

Основным недостатком этого способа является тот факт, что в непосредственной близости ЛА от вынесенной окружности на качество функционирования способа могут влиять погрешности пилотирования ЛА и погрешность определения курса ЛА. Вследствие воздействия таких погрешностей, ЛА, еще не достигнув расчетной точки касания заданной окружности, может оказаться внутри вынесенной окружности. Поскольку определить направление линии касательной к окружности, находясь внутри окружности, не представляется возможным, разворот ЛА в сторону НТ начнется в не расчетной точке, что в итоге приведет к выходу на заданный курс на дальности, не соответствующей заданной.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей способа и повышение точности выхода ЛА на НТ с заданного направления по дальности путем обеспечения инвариантности способа к погрешностям пилотирования ЛА и погрешности определения курса ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в известном способе, включающем измерение параметров движения ЛА, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, истинного угла сноса, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с навигационной точкой (НТ), формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используется при формировании сигнала управления креном ЛА и изменение, в автоматическом или ручном режиме, курса ЛА в соответствии со сформированным сигналом управления по крену, при развороте ЛА по курсу в сигнале заданного курса дополнительно учитывают фиктивный угол сноса, гарантированно обеспечивающий облет ЛА заданной вынесенной окружности с внешней стороны, причем фиктивный угол сноса формируют пропорционально рассогласованию между заданным направлением захода на НТ и направлением на точку касания заданной вынесенной окружности с учетом текущей линейной дальности до точки касания заданной окружности и текущего положения ЛА относительно линии заданного направления захода на НТ.

Предлагаемый способ проиллюстрирован на фиг. 2 и функционирует следующим образом.

С помощью соответствующего бортового оборудования, например по информации от инерциальной навигационной системы (ИНС) и спутниковой навигационной системы (СНС), определяют текущие параметры движения ЛА - курс ψ_И, крен γ, вектор скорости V, координаты местоположения φ_ЛА, λ_ЛА, высоту полета Н, истинный угол сноса α_СНи и др.

С помощью соответствующих задатчиков задают координаты НТ φ_НТ, λ_НТ, курс прохода НТ ψ_НТ и дальность выхода на НТ Д_НТ.

В зависимости от целевой задачи текущего этапа полета задают или определяют, в функции высоты Н и скорости V, радиус разворота ЛА R_З.

По текущим координатам ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, координатам НТ φ_НТ, λ_НТ и курсу прохода НТ ψ_НТ определяют текущие координаты ЛА Х_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с НТ

где , R - радиус Земли.

По текущим координатам ЛА Х_ЛА, Y_ЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно НТ Х₀=Д_ВТ, Y₀=R_З определяют заданный курс ЛА ψ_З 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,

ψ_А - направление линии касательной к вынесенной окружности и проходящей через точку местоположения ЛА.

α_СНф - фиктивный угол сноса ЛА, определяемый следующим образом:

где D₀ - известная пороговая величина дальности, равная, например 10000 м, K_α - известный коэффициент, равный, например, 0.05.

Коэффициент K_α и пороговая величина дальности D₀ определяются расчетным путем и проверяются методом математического моделирования исходя из условия обеспечения инвариантности способа к погрешностям пилотирования ЛА и погрешности определения курса ЛА в составе бортового оборудования конкретного типа 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:

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

Таким образом, до достижения ЛА дальности до точки касания вынесенной окружности D₀, ЛА, выдерживая равенство истинного курса ψ_И с заданным курсом ψ_З, летит на точку А касания вынесенной окружности в полном соответствии со способом-прототипом.

Затем, выдерживая равенство истинного курса ψ_И с заданным курсом ψ_З, ЛА летит по траектории, гарантированно обеспечивающей облет заданной вынесенной окружности с внешней стороны. В процессе облета вынесенной окружности, точка А касания вынесенной окружности перемещается по периметру вынесенной окружности и в пределе совпадает с точкой выноса окружности на заданную дальность выхода на НТ Д_НТ.

В результате разворот ЛА в сторону НТ и выравнивание ЛА по линии, проходящей через НТ с курсом ψ_НТ, осуществляется безударно непосредственно в процессе облета вынесенной окружности.

Предлагаемый способ может быть реализован в бортовой цифровой вычислительной системе ЛА. Реализация предлагаемого способа не требует изменения бортовой аппаратуры ЛА и предполагает использование только известных сигналов бортового оборудования ЛА.