СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ САМОЛЕТА Российский патент 1994 года по МПК B64C13/50 B64C19/00 

Изобретение относится к системам автоматического управления и может быть использовано для осуществления автоматической посадки самолета в сложных условиях.

Известен способ посадки самолета в заданную точку взлетно-посадочной полосы (ВПП), включающий определение его высоты и дальности до расчетной точки касания (РТК), формирование сигнала с использованием этих данных, который используют для управления исполнительными органами [1].

Однако этот способ не обеспечивает достаточной точности посадки в сложных метеоусловиях.

Известен способ автоматической посадки самолета, включающий измерение скорости его полета V(t), высоты полета H(t), горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения D(t) и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, Z(t), определение вертикальной составляющей скорости полета V_yo, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы [2].

Для повышения точности посадки в сложных метеоусловиях дополнительно формируют сигналы, пропорциональные требуемым вертикальным составляющим скорости и ускорения в момент приземления, суммируют их с основным управляющим сигналом, пропорциональным высоте полета, и полученный сигнал подают на исполнительные органы самолета.

Этот способ обеспечивает приземление при широком диапазоне начальных высот, касание ВПП с требуемыми значениями углов атаки и тангажа для данного типа самолета и плавность траектории на ее конечном участке. Однако известный способ посадки не обеспечивает требуемых точностей посадки в сложных условиях и при ограниченной длине ВПП за счет того, что управляющий сигнал формируется только на конечном участке траектории в зависимости от текущей высоты и дальности до РТК с учетом параметров движения только в РТК. Поэтому данный способ не может быть использован для управления самолетом на всей глиссаде, начиная с момента начала снижения, а управляющее воздействие как реакция на возмущение вызывает колебательное движение самолета относительно траектории снижения вплоть до потери устойчивости при достаточно больших возмущениях.

Цель изобретения - обеспечение посадки самолета в автоматической режиме с высокой точностью и безопасностью при наличии возмущений для широкого диапазона начальных условий, что позволяет снизить число повторных заходов на посадку.

Это достигается тем, что при способе автоматической посадки, включающем измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы, предварительно задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, а также параметры движения самолета в конечной точке траектории снижения, включающие высоту полета, отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, дополнительно измеряют горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, формируют заданную траекторию снижения в виде полиномиальной зависимости высоты полета и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, и закон изменения скорости полета в виде зависимости от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, при этом параметры заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета определяют по измеренным значениям указанных параметров движения самолета в начальной точке траектории снижения, в том числе по значению предварительно заданной горизонтальной дальности от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки. По предварительно заданным значениям этих параметров в конечной точке траектории снижения определяют отклонение самолета от заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета, а формирование управляющего сигнала производят с учетом этих отклонений.

Для повышения точности посадки и повышения вероятности выполнения успешной посадки дополнительно предварительно задают предельные высоты Н_max^пр и H_min^пр, предельное боковое отклонение ΔZ_пр от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, при движении самолета по траектории снижения, а также максимальные отклонения от заданной траектории снижения ΔY_max(D), Δ Z_max(D) в вертикальной и горизонтальной плоскостях соответственно, определяют отклонения самолета от заданной траектории снижения по формуле δR = , и при выполнении неравенства δR ≥ формируют новую траекторию снижения, которую определяют как заданную, причем ее начальной точкой является первая точка, в которой выполняется указанное неравенство, а при выполнении неравенства H(D) ≥ H_max^пр или H( ≅D)≅ H_max^пр_, | ΔZ | ≥ Δ Z_пр прекращают снижение и выдают указание экипажу на повторный заход на посадку.

Предложенный способ автоматической посадки самолета улучшает точностные характеристики системы посадки, использующей данный способ, а также позволяет расширить диапазон парируемых возмущений при значительном уменьшении расхода рулей и потребных перегрузок.

На чертеже схематически изображен процесс выполнения посадки самолетом.

Перед началом захода на посадку самолет 1 имеет следующие координаты: горизонтальную дальность от конечной точки траектории снижения (от начала координат) D(t), высоту полета H(t) и отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП (далее - боковое отклонение) Z(t), а также производные этих функций по времени - продольная, вертикальная и поперечная составляющие скорости полета V_x, V_y, V_z, ускорения a_x, a_y, a_z и т.д. Эти параметры могут быть измерены с помощью как бортовых систем траекторных измерений, использующих наземные маяки, так и с использованием наземных радиолокационных станций; могут быть также использованы космические навигационные системы, например, типа Navstar.

В момент начала снижения (t=t_o) измеренные параметры движения самолета следующие: D(t_o) = D_o, H(t_o) = H_o, Z(t_o) = Z_o, V_x(t_o) = V_xo, V_y(t_o) = V_yo, V_z(t_o) = V_zo, a_x(t_o) = a_xo, a_y(t_o) = a_yo, a_z(t_o) = a_zo и т.д.

Траектория снижения должна быть такой, чтобы перечисленные параметры движения в момент начала снижения не претерпевали резких изменений. В конце снижения (t = t_k) параметры движения по траектории снижения должны совпадать с заранее заданными D_k, H_k, Z_k, V_xk, V_yk, V_zk, a_xk, a_yk, a_zk и т.д.

Указанным требованием удовлетворяет траектория снижения в виде степенного полинома вида
H_зад(t) = a_iDⁱ(t), Z_зад(t) = b_iDⁱ(t), t₀≅ t ≅ t_k. (1)
Траектория вида (1) может удовлетворять граничным условиям в начале и конце снижения по параметрам движения вплоть до производных (n-1)/2-го порядка для нечетного n и n/2 для четного n. Коэффициенты a₁ и b₁ могут быть определены из решения системы уравнений
= a_iDⁱ(t) (2)
= b_iDⁱ(t)
При этом для k = n/2 (для четного n) используется одно из граничных условий.

Для практических применений целесообразно использовать полином третьего, четвертого или пятого порядка, т.е. ограничиться измерением координат и составляющих скорости или координат, составляющих скорости и ускорения. Практически указанные ограничения вносит аппаратура измерения параметров движения самолета.

Если n = 3 то, решая систему уравнений (2), получим траекторию снижения следующего вида H(t)=H_k+(V_уk/V_хк)D(t)-[3(H_o-H_k- -(V_ykD_o/V_xk))-(Vy_oD_o/V_xo) + ( V_yk D_o/V_xk)] (D(t)/D_o)²+ (( V_yoD_o/V_xo-(V_ykD_o/V_xk)-2(H_o-H_k-(V_ykD_o/V_xk)) ( D(t)/D_o)³. (3)
Аналогичная формула имеет место для Z(t) с заменой H_o, H_k, V_yo, V_ykна Z_o, Z_k, V_zo, V_zk соответственно.

Если принять H_k = 0, V_yo = 0, V_yk = 0, т.е. конечная точка траектории снижения находится на ВПП, касание производится с нулевой вертикальной составляющей скорости, а снижение начинается также с нулевой вертикальной составляющей скорости, то траектория примет следующий вид:
H(t) = H_o[3(D/D_o)² - 2(D/D_o³)] (4)
Однако при переходе самолета на траекторию снижения вида (3,4) возможно скачкообразное изменение ускорения движения самолета, что вызовет колебательное движение самолета при управлении им относительно этой траектории, а это приведет к снижению точности посадки. Избежать этого можно, приняв траекторию снижения в виде полинома четвертого (n = 4) или пятого порядка (n = 5). В этом случае дополнительно измеряют составляющие ускорения движения самолета a_x, a_y, a_z и задают указанные составляющие в конце снижения a_xk, a_yk, a_zk. Решая систему уравнений
= a_iDⁱ(t)
= b_iDⁱ(t)_k=0,1,2, получим траекторию снижения в следующем виде (для n = 5)
H(D) = H_k+(V_yk/V_xk)D+(a_yk-(V_yk/V_xk)a_xk)(D²/2V_xk²)+a₃D³+a₄D⁴+a₅D⁵, (5) где коэффициенты a₃,a₄,a₅ определяют из решения системы уравнений
(6) где α₁₁ = 1; α₁₂ = D_o; α₁₃ = D_o^2; α₂₁ = 3; α₂₂ = 4D_o; α₂₃ = 5D_o^2;α₃₁= = 3(a_xoD_o + 2V_xo²); α₃₂ = 4D_o(a_xoD_o + 3V_xo²⁾; α₃₃ = 5D_o²(a_xoD_o + 4V_xo²⁾;
A₁ = [H_o - H_k - (V_ykD_o/V_xk)D_o - (a_yk - -(V_yk/V_xk)a_zk)(D_o²/2V_xk²)]/D_o³;
A₂ = [V_yo - V_ykV_xo/V_k-2(a_yk-(V_yk/V_xk)a_xk)(V_xoD_o/2V_xk²)]/D_o²;
A₃ = [a_yo - (V_yk/V_xk)V_xo-2(a_yk - (V_yk/V_xk)a_xk)(a_xoD_o + 2V_xo²⁾/2V_xk²].

Аналогичные соотношения имеют место для траектории Z(D) с заменой Н_о, H_k на Z_o, Z_k соответственно и вертикальных составляющих скорости и ускорения на соответствующие поперечные составляющие.

Таким образом, траектория вида (5) обеспечивает переход самолета на снижение с непрерывным изменением скорости и ускорения, а также их непрерывное изменение при перемещении самолета по посадочной траектории до требуемых динамических характеристик в конце траектории посадки, что обеспечивает высокую точность движения самолета по траектории снижения и соответственно высокую точность посадки.

Кроме того, скорость самолета (модуль вектора скорости) в начале захода на посадку V(t_o) = V_o превышает посадочную скорость V_k, поэтому необходимо задать закон изменения скорости самолета при его движении по глиссаде. Целесообразно принять закон изменения скорости в виде линейной зависимости от дальности
V = D_k+V_k. (7)
Управляющий сигнал, выдаваемый на рули самолета для управления его движением по траектории снижения формируется по принятому в конкретной системе автоматической посадки критерию на основе измерения отклонения координат самолета от заданной траектории снижения (3) или (5) и по значениям первых производных координат самолета.

В результате при перемещении самолета по траектории снижения модуль вектора ускорения его продольного движения постоянен, что также обеспечивает высокую точность посадки.

Однако при указанном управлении возможны случаи, когда отклонение самолета от заданной траектории будет настолько большим, что вывод его на эту траекторию будет связан с большими перегрузками и затратами времени, что особенно существенно на конечном участке полета.

При этом необходимо отметить, что при визуальной посадке без использования глиссадных маяков летчик управляет самолетом, исходя из конечных условий посадки и текущих параметров движения, а не по текущим отклонениям самолета от жесткой заданной траектории снижения, как это делается в известных системах автоматической посадки. Следовательно, всякий раз летчик практически формирует траекторию снижения в каждый момент времени. Естественно, что в системах автоматической посадки такой алгоритм посадки нереализуем из-за необходимости выполнять большой объем вычислений с высоким темпом.

Однако такой алгоритм может быть реализован, если новую траекторию формировать только при отклонении самолета от заданной траектории на расстояние, большее некоторого заданного. Для этого дополнительно задают максимальные значения отклонения в вертикальной ΔY_max и в горизонтальной ΔZ_max плоскостях в зависимости от удаления от РТК, например, в простейшем случае по формулам
ΔY_max(D) = Δ Y_max(D_o)(D/D_o);
ΔZ_max(D) = ΔZ_max(D_o)(D/D_o) (8)
При движении самолета по заданной траектории определяют отклонения самолета от нее в горизонтальной ΔZ и вертикальной ΔY плоскостях и вычисляют удаление от траектории δR = . Если это удаление не превышает максимально допустимого, определяемого по формуле
δR ≥ , (9) то управление самолетом выполняют относительно первоначально сформированной траектории, если же
δ R ≥ δ R_max , (10) то формируют новую траекторию по описанному алгоритму, причем в качестве начальной точки принимают точку, в которой зафиксировано неравенство (10), с соответствующими параметрами движения. Соответственно управление самолетом будет выполняться относительно новой траектории с контролем удаления от нее и построением новой траектории как только вновь будет зафиксировано выполнение неравенства (10). При этом постоянно контролируется выполнение неравенств
H_min^пр(D) ≅ H (D) ≅ H_max^пр(D)
I Z (D) I ≅ Z _пр (D), (11) где H_max^пр(D) и H_min^пр(D) - предельные максимальное и минимальное значения высоты полета самолета на дальности D при его заходе на посадку;
Z_пр(D) - предельное удаление самолета от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП.

Как только будет зафиксировано невыполнение неравенств (11), заход на посадку прекращается, исходя из условия чрезмерно низкой вероятности успешной посадки и низкой ее безопасности, и экипажу выдается команда для ухода на второй круг.

Значение параметра ζ целесообразно задавать меньшим 1, поскольку отработка отклонения в горизонтальной плоскости обычно сложнее, чем в вертикальной (целесообразно принять ζ = 0,5-1,0).

Предельные значения высоты и бокового отклонения означают, что при выходе за них вероятность успешной посадки становится недопустимо малой либо становится недопустимо большой вероятность столкновения с землей. При этом предельные отклонения должны зависеть от горизонтальной дальности до РТК, например, линейно: ζ (D) = ζ(D_o)(D/D_o), где ζ означает H_max^пр, H_min^пр или Z_пр(D).

Очевидно, что при использовании описанного способа посадки с формированием новых траекторий значительно облегчается управление самолетом и повышается точность посадки за счет менее жесткой работы системы управления.

Изобретение наиболее целесообразно использовать в системах автоматической посадки, в том числе радиолокационных, для автоматического управления движением самолета от начала до конца глиссады, что позволяет повысить точность и безопасность посадки.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах автоматического управления, в частности автоматической посадки самолета в сложных условиях. По способу посадки самолета измеряют параметры движения самолета - высоту, дальность до расчетной точки касания, отклонения самолета от плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы /ВПП/, произвольные высоты и отклонения вплоть до К-го порядка, задают указанные параметры в конечной точке траектории снижения, формируют траекторию снижения самолета в виде зависимости высоты полета и бокового отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, от горизонтальной дальности до расчетной точки касания с использованием параметров движения и производных в точках начала и конца снижения. Дополнительно задают максимальные отклонения самолета от заданной траектории, и при отклонении его от заданной траектории, большем максимального отклонения, формируют новую траекторию, относительно которой управляют самолетом. Способ позволяет повысить точность и безопасность посадки при наличии возмущений для широкого диапазона начальных условий. 1 з.п. ф-лы. 1 ил.

1. СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ САМОЛЕТА, включающий измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы, отличающийся тем, что предварительно задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, а также параметры движения самолета в конечной точке траектории снижения, включающие высоту полета, отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы , дополнительно измеряют горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, формируют заданную траекторию снижения в виде полиноминальной зависимости высоты полета и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, и закон изменения скорости полета в виде зависимости от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, при этом параметры заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета определяют по измеренным значениям указанных параметров движения самолета в начальной точке траектории снижения, в том числе по значению предварительно заданной горизонтальной дальности от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, и по предварительно заданным значениям этих параметров в конечной точке траектории снижения определяют отклонение самолета от заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета, а формирование управляющего сигнала производят с учетом этих отклонений. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что дополнительно предварительно задают предельные высоты H_max^пp и H_min^пp , предельное боковое отклонение Δ Z_пp от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, при движении самолета по траектории снижения, а также максимальные отклонения от заданной траектории снижения Δ Y_max(D) , Δ Z_max(D) в вертикальной и горизонтальной плоскостях соответственно, определяют отклонения самолета от заданной траектории снижения по формуле
δR =
и при выполнении неравенства
δR ≥
формируют новую траекторию снижения, которую определяют как заданную, причем ее начальной точкой является первая точка, в которой выполняется указанное неравенство, а при выполнении неравенств H(D) ≥ H_max^пp или H(D) ≅ H_max^пp ,
| Δ Z| ≥ Δ Z_пp прекращают снижение и выдают указание экипажу на повторный заход на посадку.