СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ САМОЛЕТА Российский патент 1996 года по МПК B64C19/00 

Настоящее изобретение относится к области систем автоматического управления и может быть использовано для осуществления автоматической посадки самолета в сложных погодных условиях.

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

Однако этот способ не обеспечивает достаточной точности посадки, особенно в сложных погодных условиях.

Известен способ автоматической посадки самолета, включающий измерение высоты полета, горизонтальной дальности до расчетной точки касания, отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, вектора скорости полета, формирование управляющих сигналов по результатам измерений и подачу их на исполнительные органы (2).

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

Данный способ обеспечивает приземление при широком диапазоне начальных высот, касание ВПП с требуемыми значениями углов атаки и тангажа для данного типа самолета и плавность траектории. Вместе с тем известный способ посадки не обеспечивает требуемых точностей посадки в сложных метеоусловиях при ограниченной длине ВПП за счет того, что управляющий сигнал пропорционален текущим значениям высоты полета и дальности до РТК, а также параметрам движения в РТК, т.е. не отслеживаются текущие изменения параметров.

В основу настоящего изобретения положена задача обеспечить посадку самолета в автоматическом режиме при наличии возмущений с обеспечением приземления с высокой точностью для широкого диапазона начальных условий, что в свою очередь позволяет повысить вероятность успешной посадки и, соответственно, снизить число повторных заходов на посадку.

Поставленная задача решается тем, что в способе автоматической посадки самолета, включающем измерение высоты полета H, горизонтальной дальности до расчетной точки касания D, отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, ΔZ,, определение трех составляющих скорости V_х, V_y, V_z и ускорения а_х, а_y, a_z, задание трех составляющих скорости V_хk, V_yk, V_zk и ускорения a_хk, а_yk, a_zk в расчетной точке касания, формирование опорной траектории снижения H_O(D,D_O) и Z_O(D,D_O) из точки начала снижения, находящейся на расстоянии D_O от расчетной точки касания, определение отклонения самолета от опорной траектории снижения Δh=H-H_o(D, D_o) и ΔZ=z-Z_o(D, D_o), формирование управляющих сигналов по результатам измерений и подачу их на исполнительные механизмы рулей самолета, дополнительно задают предельные значения высоты полета H_max (D) и H_min (D) и бокового отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, Z_max (D), формируют текущую заданную траекторию снижения того же функционального вида, что и опорная траектория снижения, из текущего положения самолета, из этой траектории определяют текущую заданную вертикальную V_yO (D) и горизонтальную поперечную V_zO (D) скорости полета и отклонения составляющих скорости
ΔV_y=V_y(D)-V_yo(D),
ΔV_z=V_z(D)-V_zo(D),
а формирование управляющего сигнала выполняют по формулам
U_y(D)=K₁ΔV_y+k₂d(ΔV_y)/dt,
U_z(D)=k₃ΔV_z+k₄d((ΔV_z)/dt,
где k₁, k₂, k₃, k₄ динамические коэффициенты самолета. При выполнении одного из условий H(D)>H_max(D), H(D)<H_min(D), снижение прекращается и осуществляется уход самолета на второй круг.

Для повышения стабильности движения самолета но траектории снижения формирование управляющих сигналов выполняют по формуле
U_y(D)=ξ₁Δh+k₁ΔV_y+k₂d(ΔV_y)/dt,
U_z(D)=ξ₂Δh+k₃ΔV_z+k₄d(ΔV_z)/dt,
где 0≅ ξ₁, ξ₂≅ 1 стабилизирующие коэффициенты.

Для повышения безопасности посадки и увеличения точности посадки значения стабилизирующих коэффициентов ξ₁ и ξ₂ выбирают монотонно возрастающими от нуля при D D_O до единицы при D 0.

Для повышения безопасности посадки в сложных погодных условиях, в частности при возникновении сдвига ветра, задают максимальное отклонение самолета по высоте от заданной траектории Δh_max и при выполнении условия Δh>Δh_max формируют новую опорную траекторию, исходя из значений координат и параметров движения самолета в точке, в которой выполняется приведенное выше условие.

Способ автоматической посадки, реализованный согласно изобретению, обеспечивает улучшение точностных характеристик системы посадки, использующей данный способ, а также позволяет расширить диапазон парируемых возмущений, увеличивая тем самым вероятность безопасной посадки.

Существующие системы посадки [1,2] обеспечивают управление движением самолета по прямолинейной глиссаде, при этом контролируются отклонения самолета от заранее заданной жесткой траектории. Таким образом, управление самолетом (автоматическое или ручное) при движении его по глиссаде обеспечивается управлением его координатами. Это приводит к возникновению колебательного процесса при отработке возмущений и, соответственно, к уменьшению точности и безопасности посадки. Это обусловлено тем, что в процессе посадки изменение высоты полета обусловлено единственным параметром - вертикальной составляющей скорости, т. е. этим параметром и необходимо управлять, в то время как управляют координатами самолета. Кстати, управление вертикальной составляющей скорости выполняется при визуальной посадке: летчик в каждый момент времени "нацеливает" самолет на начало ВПП т.е. в каждый момент времени летчик прогнозирует движение самолета по прямолинейной траектории снижения, проводя ее через положение самолета в данный момент времени и через РТК. Очевидно, что при этом обеспечивается следующий закон управления вертикальной составляющей скорости
V_y=Vsinα, где α=arctg(H/D).
При H ≪ D V_y=VH/D.
При этом летчик ставит цель выполнить посадку в заданную точку ВПП, а не заставить самолет лететь но траектории заданного вида (в данном случае визуальной посадки прямолинейной). Естественно, что в последнем случае задача выполнения посадки является вторичной, что приводит к тому, что при наличии возмущений задачей системы посадки является выведение самолета на заданную траекторию посадки (которая обеспечивает выполнение посадки), а не напрямую обеспечение посадки в заданую точку ВПП. Опосредованность конечной цели (посадки) приводит к низким значениям характеристик посадки (точности посадки, вероятности выполнения посадки и т.д.) при использовании существующих систем посадки.

Способ автоматической посадки реализуется следующим образом.

При движении самолета в зоне посадки измеряют его параметры движения: высоту полета H, горизонтальную дальность до расчетной точки касания D, отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, составляющие скорости полета горизонтальные продольную V_х и поперечную V_z, вертикальную V_y и соответствующие составляющие ускорения а_х, а_y, а_z.

Задают параметры движения самолета в точке касания: составляющие скорости и ускорения V_хk, V_yk, V_zk, a_хk, а_yk, а_zk соответственно.

Задают опорную траекторию снижения в виде некоторой функциональной зависимости высоты H₀(D, D₀) и бокового отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП (далее боковое отклонение) Z₀ (D,D₀), от горизонтальной дальности D и дальности от начальной точки снижения D₀ до начала ВПП, например, в виде полиномиальной зависимости, исходя из указанных выше параметров движения (см. например, [3]).

При снижении самолета (D ≅D₀) продолжают измерять указанные выше параметры движения, и в каждый момент времени формируют новую траекторию снижения H(D) и Z(D) в соответствии с соотношениями


т. е. проводят траекторию, аналогичную опорной, через точку, в которой находится самолет в данный момент времени.

Далее формируются заданные значения вертикальной V_y0 (D) и горизонтальной поперечной V_z0 (D) составляющих скорости полета в данной точке из соотношений

Эти заданные значения скоростей обеспечивают движение самолета по скорректированной траектории полета H_t (D) и Z_t (D) с посадкой в ранее определенной расчетной точке касания, если самолет находится на высоте Н_t и расстоянии Z_t от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, при удалении от РТК, равном D. Следовательно, команды управления должны формироваться с целью обеспечения движения самолета с заданной вертикальной и горизонтальной поперечной составляющими скоростей. С этой целью формируют отклонение истинной вертикальной и горизонтальной поперечной составляющих скорости полета самолета V_y (D) и V_z (D) от указанных выше заданных

а управляющие сигналы формируют в соответствии с соотношениями

где k₁, k₂, k₃, k₄ динамические коэффициенты самолета.

При таком управлении самолетом осуществляется управление его вертикальной скоростью снижения, обеспечивающей посадку в РТК с заданными параметрами движения в этой точке, при этом заданная вертикальная составляющая скорости определяется из траектории заданного вида, проведенной из текущей точки положения самолета в расчетную точку касания. В связи с этим в данном случае может идти речь о движении самолета по гибкой траектории в отличие от способа-прототипа, в котором управление осуществляется относительно жесткой траектории заданного вида. При этом контролируется отклонение самолета от опорной траектории и, если отклонение самолета no высоте и горизонтальное поперечное отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, превышают заданные

то снижение прекращается и осуществляется уход самолета на второй круг.

Для того, чтобы минимизировать вероятность такого события, целесообразно в закон управления ввести стабилизирующее слагаемое, в результате чего он примет вид
U_y(D)=ξ₁Δh+k₁ΔV_y+k₂d(ΔV_y)/dt,
U_z(D)=ξ₂Δh+k₃ΔV_z+k₁d(ΔV_z)/dt,
где 0≅ ξ₁, ξ₂ ≅ 1 стабилизирующие коэффициенты.

В этом случае при снижении самолет будет "подтягиваться" к опорной траектории, в результате чего вероятность его чрезмерного отклонения от нее снизится, т.е. вводится элемент жесткости управления.

Кроме того, степень жесткости управления должна увеличиваться по мере приближения самолета к РТК. Для достижения этой цели необходимо, чтобы значения стабилизирующих коэффициентов монотонно возрастали от нуля при D D₀ до единицы при D О, например линейно
ξ_1,2=1-D/D_o.
В этом случае на этапе выравнивания управление самолетом осуществляется практически относительно жесткой траектории, что для этого этапа посадки является вполне целесообразным.

Если в качестве участка траектории снижения выбрана прямолинейная траектория вида
H(D)=(H_o/D_o)D, (5) то заданное значение вертикальной составляющей скорости полета на дальности D₀ определится из соотношения
V_утр=(H_o/D_o)V_x(D_o). (6)
При выполнении посадки в сложных погодных условиях, в частности в условиях сдвига ветра, происходит резкое "вспухание" самолета из-за того, что вначале усиливается встречный ветер, а после прохождения центральной точки ветер становится попутным (см.рис. 1а), что приводит к резкому проваливанию самолета и в конечном итоге к катастрофе при использовании стандартных методов управления движением. Использование данного изобретения позволяет избежать этого, однако в данном случае рассогласование текущих и заданных параметров движения будет большим, что нежелательно, в особенности на конечном участке полета, поскольку отработка больших рассогласований может привести к низкой точности посадки. Для того, чтобы повысить точность, а в конечном итоге безопасность посадки, задают максимальное значение отклонения самолета от опорной траектории по высоте Δh_max и при превышении текущего отклонения Δh этого значения формируют новую опорную траекторию. В этом случае все рассогласования обнуляются, и точность посадки значительно повышается. При этом очевидно, что указанные операции выполняются только при условии H (D) <H_max (D).

Таким образом, при реализации данного способа изменение параметров движения, например, "проваливание" или "вспухание" самолета вследствие резкого изменения погодных условий (шквал, сдвиг ветра) приводит к формированию команд управления, не выводящих самолет на прежнюю траекторию, а обеспечивающих его движение по новой траектории того же функционального вида, а конкретный вид этой траектории определяется параметрами движения самолета в данной точке и в точке касания. В результате этого исключаются или значительно уменьшаются колебательные движения самолета относительно траектории снижения, уменьшается время отработки возмущения и, следовательно, увеличивается вероятность безопасной посадки и точность посадки.

Эффективность данного способа автоматической посадки подтверждается математическим моделированием процесса посадки. На рис. 1а приведен график изменения скорости горизонтальной и вертикальной составляющих скорости ветра, на рис. 1б приведены траектории посадки для способа-прототипа (пунктирная линия) и для данного способа (сплошная линия) при попадании самолета в процессе посадки в сдвиг ветра, находящийся на удалении 650 м от расчетной точки касания. Из рисунка видно, что это возмущение в конечном итоге не влияет на успешность выполнения посадки, в то время как при использовании способа-прототипа происходит катастрофа.

В таблице приведена точность посадки (отклонение от расчетной точки касания ВПП) для различных удалений сдвига ветра от расчетной точки касания.

Как следует из этой таблицы, при использовании заявленного способа значительно повышается точность посадки.

Настоящее изобретение наиболее целесообразно использовать в системах автоматической посадки самолетов в сложных погодных условиях, вплоть до полного отсутствия видимости ВПП, npи наличии резких порывов ветра и cдвига ветра, с повышенной точностью посадки. ТТТ1

Применение: автоматическая посадка самолета дo касания взлет но-посадочной полосы. Сущность изобретения: в способе автоматической посадки самолета измеряют координаты самолета, скорости и ускорения его перемещения относительно них, формируют в точке начала снижения опорную траекторию снижения, исходя из параметров движения самолета в этой точке и в расчетной точке касания, определяют отклонение самолета от этой траектории, при снижении самолета всякий раз формируют заданное значение вертикальной и горизонтальной поперечной составляющих скорости снижения, обеспечивающие приземление самолета в расчетной точке касания, определяют отклонение текущего значения вертикальной и горизонтальной поперечной составляющих скорости снижения от соответствующих заданных значений и формируют управляющие сигналы на основе этих отклонений. Для повышения точности посадки при формировании управляющих сигналов дополнительно учитывают отклонение самолета от опорной траектории с коэффициентом, меньшим единицы. Целесообразно изменять значение этого коэффициента при перемещении самолета по траектории снижения. Кроме того, для повышения безопасности посадки в условиях сдвига ветра задают максимальное отклонение самолета по высоте от заданной траектории и при превышении текущим отклонением формируют новую опорную траекторию, исходя из значений координат и параметров движения самолета в точке, в которой выполняется приведенное выше условие.3 з.п.ф-лы,1 ил.

1. Способ автоматической посадки самолета, включающий измерение высоты полета H, горизонтальной дальности до расчетной точки касания D, отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы (ВПП) ΔZ, определение трех составляющих скорости V_x, V_y, V_z и ускорения а_х, а_у, а_z, задание трех составляющих скорости V_xк, V_yк, V_zк и ускорения а_xк, a_yк, a_zк в расчетной точке касания, формирование опорной траектории снижения H₀(D, D₀) и Z₀(D,D₀) из точки начала снижения, находящейся на расстоянии D₀ от расчетной точки касания, определение отклонения самолета от опорной траектории снижения Δh = H-H_o(D,D_o) и ΔZ = Z-Z_o(D,D_o), формирование управляющих сигналов по результатам измерений и подачу их на исполнительные механизмы рулей самолета, отличающийся тем, что дополнительно задают предельные значения высоты полета H_max(D) и Н_min(D) и бокового отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, формируют текущую заданную траекторию снижения того же функционального вида, что и опорная траектория снижения, из текущего положения самолета, из этой траектории определяют текущую заданную вертикальную V_y0(D) и горизонтальную поперечную V_z0(D) скорости полета и отклонения составляющих скорости


а формирование управляющего сигнала выполняют по формулам
V_y(D) = K₁ΔV_y+K₂d(ΔV_y)/dt,
V_z(D) = K₃ΔV_z+K₄d(ΔV_z)/dt,
где K₁ K₄ динамические коэффициенты самолета, при выполнении одного из условий: H(D) > H_max(D), H(D) < H_min(D), снижение прекращается и осуществляется уход самолета на второй круг. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что формирование управляющих сигналов выполняют по формуле
U_y(D) = ζ₁Δh+K₁ΔV_y+K₂d(ΔV_y)/dt,
U_z(D) = ζ₂Δh+K₃ΔV_z+K₄d(ΔV_z)/dt,
где 0 ≅ ζ₁,ζ₂≅ 1 - стабилизирующие коэффициенты. 3. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что значения стабилизирующих коэффициентов ζ₁ и ζ₂ выбирают монотонно возрастающими от нуля при D D₀ до единицы при D 0. 4. Способ по пп. 1 3, отличающийся тем, что задают максимальное отклонение самолета по высоте от заданной траектории Δh_max и при выполнении условия Δh > Δh_max формируют новую опорную траекторию, исходя из значений координат и параметров движения самолета в точке, в которой выполняется указанное условие.