УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ТРАЕКТОРИЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ПОЛЕТЕ ПО МАРШРУТУ Российский патент 2012 года по МПК G05D1/10 

Предлагаемое устройство предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Известны устройства управления ЛА при полете по маршруту, реализующие вывод ЛА на линию заданного пути (ЛЗП) при полете по маршруту маршрутным способом. Эти устройства обеспечивают выработку управляющих сигналов, подаваемых на органы управления угловым положением ЛА с целью пролета заданного маршрута, состоящего из отрезков прямых, соединяющих запрограммированные перед полетом навигационные точки.

Теоретические основы функционирования таких устройств приведены в следующих работах.

1. Батенко А.П. Управление конечным состоянием движущихся объектов.- М.: Советское радио, 1977. - 256 с.

2. Воробьев Л.М. Воздушная навигация. - М.: Машиностроение, 1984. - 256 с.

3. Гуськов Ю.П. Дискретно-непрерывное управление программным выведением самолетов. - М.: Машиностроение, 1987. - 128 с.

4. Красовский Н.Н. Теория управления движением. - М.: Наука, 1968. - 476 с.

5. Рогожин В.О., Синеглазов В.М., Фiляшкiн М.К. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден. - К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005. - 316 с. (на украинском языке).

6. Черный М.А., Кораблин В.И. Самолетовождение. - М.: Транспорт, 1973. - 368 с.

7. Черный М.А., Кораблин В.И. Воздушная навигация. - М.: Транспорт, 1983. - 384 с.

Из известных устройств наиболее близким по технической сущности является устройство, реализующее способ управления ЛА при полете по маршруту, описанный в вышеупомянутой книге [5] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфе 7.8. Данное устройство выбирается в качестве прототипа.

Рисунок, характеризующий работу прототипа, изображен на стр.223 указанной книги (рис.7.34), а его аутентичная копия представлена на фиг.1 материалов заявки.

Как следует из рисунка и содержания параграфа 7.8 указанной книги, в прототипе построение траектории полета ЛА по маршруту маршрутным методом зависит от величины бокового отклонения ЛА от текущей ЛЗП и разбито на три этапа.

На первом этапе при возникновении в силу каких либо причин большого бокового отклонения ЛА от ЛЗП для обеспечения наиболее быстрого возвращения ЛА на ЛЗП в качестве заданной траектории используется линия, перпендикулярная ЛЗП.

На втором этапе при нахождении ЛА в области, где боковое отклонение от ЛЗП больше допустимой ошибки выхода на ЛЗП ΔR и меньше суммы минимально возможного радиуса разворота R_p и допустимой ошибки выхода на ЛЗП ΔR, в качестве заданной траектории используется окружность с минимально возможным радиусом разворота R_p, которая проходит через точку текущего местоположения ЛА и одновременно является касательной к линии, параллельной ЛЗП и смещенной в сторону ЛА на величину допустимой ошибки выхода на ЛЗП ΔR.

На третьем этапе при нахождении ЛА в диапазоне боковых отклонений от ЛЗП, меньших допустимой ошибки выхода на ЛЗП ΔR, в качестве заданной траектории используется линия экспоненциального типа, в пределе сливающаяся с ЛЗП.

В процессе реализации автоматического режима полета по маршруту маршрутным методом используют известные законы управления боковым движением центра масс через контур управления креном ЛА.

В вышеуказанной книге [5] на стр.220 приведены следующие две зависимости заданного крена γ_з от параметров полета ЛА:

где F_гp - функция ограничения заданного угла крена, Z - боковое отклонение центра масс ЛА от текущей заданной траектории, pZ=V_Z - скорость изменения бокового отклонения центра масс ЛА от текущей заданной траектории, ψ=ψ_И+α_сн - текущий путевой угол ЛА, ψ_И - истинный курс ЛА, α_сн - угол сноса ЛА, ψ_ЗНП - заданное направление полета, K_γ, K_z, K_Vz, K_ψ - весовые коэффициенты учета соответствующих параметров.

Из описания прототипа следует, что на указанных выше этапах полета ЛА по маршруту маршрутным методом входные параметры при определении заданного крена γ_з формируются следующим образом:

1-й этап

Z=0;

V_Z=W_X - составляющая путевой скорости ЛА по продольной оси ЛЗП;

ψ_ЗНП=ψ_ЛЗП+90°·signZ - направление перпендикуляра к ЛЗП;

ψ_ЛЗП - направление ЛЗП;

signZ - параметр, учитывающий нахождение ЛА в соответствующей полуплоскости относительно ЛЗП и равный 1 или -1.

2-й этап

Z=0;

V_Z=W_Z·sinψ_R+W_X·cosψ_R·signZ - проекция вектора путевой скорости ЛА на радиус, соединяющий точку местоположения ЛА с центром окружности с минимально возможным радиусом разворота;

ψ_ЗНП=ψ_ЛЗП-(ψ_R-90°)·signZ - направление линии, касательной к окружности с минимально возможным радиусом разворота в точке местоположения ЛА;

ψ_R=arcsin[(R_P-|Zла|+ΔR)/R_P];

R_P=W²/(G·tgγ_P) - минимально возможный радиус разворота ЛА;

ΔR - величина допустимой ошибки выхода на ЛЗП, равная константе;

Zла - боковое отклонение центра масс ЛА от ЛЗП;

W - модуль вектора путевой скорости ЛА;

G - ускорение силы тяжести;

γ_Р - максимально допустимый крен при текущих высоте и скорости.

3-й этап

Z=Zла;

V_Z=W_Z - составляющая вектора путевой скорости ЛА по боковой оси ЛЗП;

ψ_ЗНП=ψ_ЛЗП.

При полете по маршруту в автоматическом режиме использование законов (1) или (2), в целом, дает эквивалентные результаты. Однако при полете по маршруту в ручном режиме пилоту одновременно и правильно учесть боковое отклонение и скорость бокового отклонения практически невозможно. В этом случае, как следует из содержания книги [5], пилот учитывает два параметра: в первую очередь, рассогласование текущего и заданного курсов ЛА, а во вторую - боковое отклонение. Поэтому, как правило, на соответствующих индикационных приборах на одной круговой шкале одновременно индицируют истинный курс ЛА и заданный курс, который определяют с учетом угла сноса следующим образом ψ_ЗК=ψ_ЗНП-α_сн, а внутри круговой шкалы в виде вертикально ориентированной планки также индицируют боковое отклонение от текущей заданной траектории.

Поэтому для большей общности полагаем, что основными сигналами как в автоматическом, так и в ручном режимах управления ЛА являются боковое отклонение от текущей заданной траектории Z, текущий путевой угол ЛА ψ=ψ_И+α_сн заданное направление полета ψ_ЗНП, т.е. при формировании заданного крена основным является закон (2), который с учетом сказанного в предыдущем абзаце выглядит следующим образом:

и на указанных выше 3-х этапах полета ЛА по маршруту маршрутным методом входные параметры при определении заданного крена γ_з формируются следующим образом:

1-й этап: Z=0; ψ_ЗК=ψ_ЛЗП-α_сн+90°·signZ.

2-й этап: Z=0; ψ_ЗК=ψ_ЛЗП-α_сн-ψ_P·signZ+90°·signZ.

3-й этап: Z=Zла; ψ_ЗК=ψ_ЛЗП-α_сн.

С учетом вышесказанного на фиг.2 представлена блок-схема устройства-прототипа, на которой обозначены: 1 - навигационная система (НС); 2 - блок определения минимально возможного радиуса разворота (БОР); 3 - нелинейный преобразователь (НП); 4 - анализатор положения (АП); 5 - множительное устройство (МУ); 6, 7, 8, 9 - первый, второй, третий и четвертый сумматоры (СМ).

Таким образом, устройство-прототип с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков содержит последовательно соединенные навигационную систему (НС), блок определения минимально возможного радиуса разворота (БОР), нелинейный преобразователь (НП), множительное устройство (МУ), третий, второй и первый сумматоры (СМ), второй вход которого соединен со вторым выходом НС, а третий выход НС через последовательно соединенные анализатор положения (АП) и четвертый СМ подан на второй вход третьего СМ, причем вторые входы МУ, АП, НП, второго и четвертого СМ соединены соответственно с вторым выходом АП, выходом БОР, третьим, четвертым и пятым выходами НС.

Устройство-прототип функционирует следующим образом.

НС 1 измеряет все необходимые для функционирования устройства навигационные сигналы и на пяти выходах формирует соответственно следующие параметры: путевую скорость W, истинный курс ψ_И, боковое отклонение от ЛЗП Zла, угол сноса α_сн и направление ЛЗП ψ_ЛЗП.

В БОР 2 формируется сигнал, соответствующий минимально возможному радиусу разворота:

R_P=W²/(G·tgγ_P).

В НП 3 формируется сигнал, соответствующий углу:

ψ_R=arcsin[(R_P-|Zла|+ΔR)/R_P],

где ΔR - величина допустимой ошибки выхода на ЛЗП, равная константе.

В АП 4 формируются два сигнала АП₁ на первом выходе и АП₂ на втором выходе, которые в зависимости от параметров Zла и R_P принимают следующие значения:

В МУ 5 формируется сигнал, соответствующий произведению сигналов ψ_R и АП₂, т.е:

• |Zла|≥R_P+ΔR: на выходе МУ нулевой сигнал;

• R_P+ΔR>|Zла|≤ΔR: на выходе МУ ψ_R при Zла≥0 и -ψ_R при Zла<0;

• |Zла|<ΔR: на выходе МУ нулевой сигнал.

Во втором, третьем и четвертом сумматорах путем последовательного сложения сигналов ψ_ЛЗП, α_сн из НС 1 и выходных сигналов из МУ 5 и АП₁ из АП 4 и формируется сигнал заданного курса ψ_ЗК.

Выходными сигналами устройства являются рассогласование текущего ψ_И и заданного ψ_ЗК курсов на выходе первого сумматора и сигнал Zла из НС.

Основным недостатком этого устройства управления является неоднозначность процедур управления при полете по маршруту в ручном режиме при |Zла|<ΔR. Т.к. заданный курс с учетом угла сноса равен направлению ЛЗП, то рассогласование текущего и заданного курсов не дает полной информации о требуемой траектории полета, и пилоту в этом случае необходимо также ориентироваться на величину бокового отклонения от ЛЗП, что усложняет процедуру управления ЛА и может приводить к неточным и неоптимальным траекториям движения по ЛЗП.

Целью предлагаемого изобретения является упрощение процедур ручного управления ЛА при полете по маршруту. Эта цель может быть достигнута, если всю информацию о требуемой траектории движения ЛА, в том числе при |Zла|<ΔR, заложить в сигнал заданного курса. В результате необходимость учета летчиком при ручном управлении ЛА сигнала бокового отклонения отпадет. Достижение этой цели позволит также упростить контур автоматического управления ЛА, т.к. закон управления с использованием только одного входного параметра более прост при реализации.

Устранить указанный недостаток прототипа можно, если производить переключение процесса формирования заданного курса со второго этапа на третий предварительно, еще до достижения бокового отклонения от ЛЗП значения, равного допустимой ошибке выхода на ЛЗП, например при боковом отклонении, равном Zла=k·ΔR=1.1·ΔR, а затем на третьем этапе формировать заданный курс на точку, вынесенную вперед по ЛЗП на расстояние, зависящее от скорости и бокового отклонения от ЛЗП. Для достижения поставленной цели достаточно обеспечить прямо пропорциональную зависимость величины выноса от скорости и обратно пропорциональную зависимость величины выноса от бокового отклонения от ЛЗП. При этом необходимо обеспечить безударное переключение процесса формирования заданного курса при переходе со второго этапа на третий. Т.е. в точке переключения заданный курс, формируемый на втором этапе, должен быть равен заданному курсу, формируемому на третьем этапе.

Эти условия будут выполнены, если продольная координата вынесенной точки на ЛЗП относительно ЛА Х_Т будет формироваться следующим образом:

Х_Т=K·(W/Zла),

где коэффициент K, обеспечивая безударный характер переключения процесса формирования заданного курса при переходе со второго этапа на третий, зависит от параметров Z₃ и ΔR, описывающих геометрию схемы выхода на ЛЗП, динамических характеристик конкретного ЛА и определяется соотношением

которое получено из предположения, что коэффициент k=Z₃/ΔR - коэффициент отношения ширины зоны третьего этапа к допустимой ошибке выхода на ЛЗП (см. фиг.3) находится в диапазоне k=1.05÷1.2.

Таким образом, с учетом только значимых для предлагаемого изобретения признаков технический результат в части упрощения процедур ручного управления ЛА при полете по маршруту и их унификации с процедурами автоматического управления ЛА обеспечивается тем, что в устройстве управления траекторией ЛА при полете маршруту, содержащем последовательно соединенные навигационную систему, блок определения минимально возможного радиуса разворота, нелинейный преобразователь, множительное устройство, третий, второй и первый сумматоры, вход которого соединен со вторым выходом навигационной системы, а третий выход навигационной системы через последовательно соединенные анализатор положения и четвертый сумматор подан на второй вход третьего сумматора, причем вторые входы множительного устройства, анализатора положения, нелинейного преобразователя и второго сумматора соединены соответственно со вторым выходом анализатора положения, выходом блока определения минимально возможного радиуса разворота, третьим и четвертым выходами навигационной системы, между третьим выходом навигационной системы и вторым входом четвертого сумматора дополнительно введены последовательно соединенные делительное устройство, усилитель, второй нелинейный преобразователь, второе множительное устройство и пятый сумматор, причем вторые входы делительного устройства, второго нелинейного преобразователя, пятого сумматора и второго множительного устройства соединены соответственно с первым, третьим, пятым выходами навигационной системы и третьим выходом анализатора положения.

На фиг.3 представлен рисунок, иллюстрирующий работу предлагаемого устройства. Рисунок иллюстрирует геометрическую схему возврата ЛА на ЛЗП из точки с большим боковым отклонением от ЛЗП.

На фиг.4 представлена блок-схема предлагаемого устройства, на которой обозначены: 1 - НС; 2 - БОР; 3, 12 - первый и второй НП; 4 - АП; 5, 13 - первое и второе МУ; 6, 7, 8, 9, 14 - первый, второй, третий, четвертый и пятый СМ; 10 - делительное устройство (ДУ); 11 - усилитель (У).

НС 1 измеряет все необходимые для функционирования устройства навигационные сигналы и на пяти выходах формирует соответственно следующие параметры: путевую скорость W, истинный курс ψ_И, боковое отклонение от ЛЗП Zла, угол сноса α_сн и направление ЛЗП ψ_ЛЗП.

В БОР 2 формируется сигнал, соответствующий минимально возможному радиусу разворота:

R_P=W²/(G·tgγ_P).

В НП 3 формируется сигнал, соответствующий углу:

ψ_R=arcsin[(R_P-|Zла|+ΔR)/R_P],

где ΔR - величина допустимой ошибки выхода на ЛЗП, равная константе.

В АП 4 формируются три сигнала АП₁ на первом выходе, АП₂ на втором выходе и АП₃ на третьем выходе, которые в зависимости от параметров Zла и R_P принимают следующие значения:

В МУ 5 формируется сигнал, соответствующий произведению сигналов ψ_R и АП₂, т.е:

• при |Zла|≥R_P+ΔR: на выходе МУ нулевой сигнал;

• при R_P+ΔR>|Zла|≤k·ΔR: на выходе МУ ψ_R при Zла≥0 и -ψ_R при Zла<0;

• при |Zла|<k·ΔR: на выходе МУ нулевой сигнал.

В делительном устройстве 10 и усилителе 11 формируется сигнал, соответствующий координате местоположения вынесенной по ЛЗП относительно ЛА точки Х_Т=K·(W/Zла).

Во втором НП 12 формируется сигнал, соответствующий углу:

ψ=arctg[Zла/Х_Т].

В МУ 13 формируются сигнал, соответствующий произведению сигналов ψ и АП₃, т.е:

• |Zла|≥R_P+ΔR: на выходе МУ нулевой сигнал;

• R_P+ΔR>|Zла|≤k·ΔR: на выходе МУ нулевой сигнал;

• |Zла|<k·ΔR: на выходе МУ ψ при Zла≥0 и -ψ при Zла<0.

Во втором, третьем, четвертом и пятом сумматорах путем последовательного сложения сигналов ψ_ЛЗП, α_сн из НС 1, выходных сигналов МУ 5, МУ 13 и АП₁ из АП 4 формируется сигнал заданного курса ψ_ЗК.

Выходным сигналом устройства является рассогласование текущего ψ_И и заданного ψ_ЗК курсов на выходе первого сумматора.

Отработка пилотом рассогласования заданного и текущего курса ЛА с использованием информации, считываемой с соответствующих индикаторов, обеспечивает полет ЛА по заданному маршруту в ручном режиме.

Отработка рассогласования заданного и текущего курса ЛА с помощью системы автоматического управления обеспечивает полет ЛА по заданному маршруту в автоматическом режиме.

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Техническим результатом является упрощение процедур ручного управления ЛА при полете по маршруту и их унификация с процедурами автоматического управления ЛА. Устройство содержит навигационную систему, блок определения минимально возможного радиуса разворота, два нелинейных преобразователя, анализатор положения, два множительных устройства, пять сумматоров, делительное устройство, усилитель. 4 ил.

Устройство управления траекторией летательного аппарата при полете по маршруту, содержащее последовательно соединенные навигационную систему, блок определения минимально возможного радиуса разворота, нелинейный преобразователь, множительное устройство, третий, второй и первый сумматоры, вход которого соединен со вторым выходом навигационной системы, а третий выход навигационной системы через последовательно соединенные анализатор положения и четвертый сумматор подан на второй вход третьего сумматора, причем вторые входы множительного устройства, анализатора положения, нелинейного преобразователя и второго сумматора соединены соответственно с вторым выходом анализатора положения, выходом блока определения минимально возможного радиуса разворота, третьим и четвертым выходами навигационной системы, отличающееся тем, что в него между третьим выходом навигационной системы и вторым входом четвертого сумматора введены последовательно соединенные делительное устройство, усилитель, второй нелинейный преобразователь, второе множительное устройство и пятый сумматор, причем вторые входы делительного устройства, второго нелинейного преобразователя, пятого сумматора и второго множительного устройства соединены соответственно с первым, третьим, пятым выходами навигационной системы и третьим выходом анализатора положения.