Способ управления траекторией летательного аппарата при полете по маршруту

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к пилотажно-навигационному оборудованию летательных аппаратов (ЛА). Техническим результатом является упрощение процедуры ручного управления ЛА при полете по маршруту. Способ включает в себя: измерение или формирование курса, крена, скорости, координат местоположения, угла сноса, путевого угла, минимально возможного радиуса разворота, направления линии заданного пути (ЛЗП), бокового отклонения от ЛЗП и заданного курса, автоматическую или ручную отработку рассогласования текущего и заданного курсов, причем при значительных отклонениях летательного аппарата (ЛА) от ЛЗП формируют заданный курс, соответствующий перпендикулярному направлению путевого угла к ЛЗП, после достижения бокового отклонения от ЛЗП, равного сумме минимально возможного радиуса разворота и допустимой ошибки выхода на ЛЗП, формируют заданный курс, соответствующий направлению путевого угла по касательной к окружности с минимально возможным радиусом разворота, после достижения бокового отклонения от ЛЗП по величине, пропорциональной допустимой ошибке выхода на ЛЗП, формируют заданный курс, соответствующий направлению путевого угла ЛА на вынесенную точку, вынос которой в положительном направлении ЛЗП прямо пропорционален скорости ЛА и обратно пропорционален боковому отклонению ЛА от ЛЗП. 2 ил.

 

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

Известны способы управления ЛА, реализующие полет ЛА по маршруту маршрутным методом. Эти способы обеспечивают выработку управляющих сигналов, подаваемых на органы управления угловым положением ЛА с целью пролета заданного маршрута, состоящего из линий минимального расстояния, соединяющих заданные перед полетом навигационные точки.

Каждая из указанных линий представляет собой на соответствующем этапе полета линию заданного пути (ЛЗП). Основной целью полета маршрутным методом является пролет всего маршрута с максимально возможной точностью, т.е. обеспечение на всем маршруте минимального отклонения ЛА от каждой из ЛЗП.

Теоретические основы таких способов и описание некоторых из них приведены в следующих работах:

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

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

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

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

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

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

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

Из известных способов наиболее близким по технической сущности является способ, описанный в вышеупомянутой книге [5] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфе 7.8. Данный способ выбирается в качестве прототипа.

Рисунок, характеризующий прототип, 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 параметров полета ЛА:

где F_гр - 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;

Zлa - боковое отклонение центра масс ЛА от ЛЗП;

W - модуль вектора путевой скорости ЛА;

G - ускорение силы тяжести;

γ_P - максимально допустимый крен при текущих высоте и скорости.

3-й этап:

Z=Zлa;

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, а также учитывая цели предлагаемого изобретения, 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 и 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 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-90°)·signZ.

3-й этап:

Z=Zла;

ψ_ЗК=ψ_ЛЗП-α_сн.

Таким образом, способ-прототип состоит в том, что в процессе полета ЛА по маршруту измеряют или формируют сигналы курса, крена, скорости, координат местоположения, угла сноса, путевого угла, минимально возможного радиуса разворота, направления ЛЗП, бокового отклонения от ЛЗП, бокового отклонения от текущей заданной траектории и заданного курса, управляя ЛА автоматическим или ручным способом, отрабатывают боковое отклонение от текущей заданной траектории и рассогласование текущего и заданного курсов, причем при значительных отклонениях ЛА от ЛЗП, формируя боковое отклонение от текущей заданной траектории, равным нулю, а заданный курс, соответствующий перпендикулярному направлению путевого угла к ЛЗП, выполняют разворот ЛА до совпадения путевого угла с перпендикуляром к ЛЗП и выдерживают данное направление полета до достижения бокового отклонения от ЛЗП, равного сумме минимально возможного радиуса разворота и допустимой ошибки выхода на ЛЗП, а затем, формируя боковое отклонение от текущей заданной траектории, равным нулю, а заданный курс соответствующим направлению путевого угла по касательной к окружности с минимально возможным радиусом разворота, 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, выполняют разворот ЛА в сторону положительного направления ЛЗП с максимально допустимым, при текущих высоте и скорости ЛА, креном, а после достижения бокового отклонения от ЛЗП, равного допустимой ошибке выхода на ЛЗП, выполняют полет, формируя боковое отклонение от текущей заданной траектории, равным боковому отклонению от ЛЗП, а заданный курс соответствующим равенству путевого угла ЛА направлению ЛЗП.

Основным недостатком этого способа управления является неоднозначность процедур управления при полете по маршруту в ручном режиме на третьем этапе. 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, прежде всего, 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 на третьем этапе, 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, безусловно, более прост при реализации.

Если более пристально рассмотреть процесс формирования заданного курса на всех этапах работы способа прототипа, то окажется, что процедура формирования заданного курса может быть представлена в виде формирования местоположения некой точки на ЛЗП и определения направления прямой, соединяющей ЛА и эту точку (см. фиг.2):

- на первом этапе искомая точка находится на пересечении перпендикуляра от точки местоположения ЛА к ЛЗП;

- на втором этапе искомая точка находится на пересечении ЛЗП и линии, проходящей через точку местоположения ЛА и одновременно являющейся касательной к окружности с радиусом R_P, смещенной в сторону ЛА на величину ΔR;

- на третьем этапе искомая точка находится на ЛЗП, но удалена от ЛА на бесконечно большое расстояние в положительном направлении по ЛЗП.

На первом этапе, при |Zла|≥R_P+ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП равны

На втором этапе, при R_P+ΔR>|Zлa|≤ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП равны

На третьем этапе, при |Zлa|<ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП равны

Где Хла и Zлa координаты ЛА в системе координат ЛЗП (см. фиг.1).

Направление на эту вынесенную точку определяется следующей зависимостью:

На границах второго этапа, когда |Zла|=R_P+ΔR и |Zла|=ΔR, координата Х_Т указанной точки на ЛЗП соответственно равна Х_Т=Хла и Х_Т=Хла+∞, что обеспечивает безударное переключение процесса формирования заданного курса с первого этапа на второй и со второго этапа на третий.

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, равного допустимой ошибке выхода на ЛЗП, например, при боковом отклонении, равном Zлa=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 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 координаты вынесенной точки будут формироваться в соответствии со следующими соотношениями:

- на первом этапе, при |Zла|≥R_P+ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП, как и ранее, равны

Х_Т=Хла,

Z_T=0;

- на втором этапе, при R_P+ΔR>|Zла|≤k·ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП, как и ранее, равны

,

Z_T=0.

- на третьем этапе, при |Zла|<k·ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП равны

Где k=Z₃/ΔR - коэффициент отношения ширины зоны третьего этапа к допустимой ошибке выхода на ЛЗП (см. фиг.2), а коэффициент K 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 находится в диапазоне k=1.05÷1.2.

Например, на нижней границе второго этапа и верхней границе третьего этапа, при W=200 м/с, k=1.1, ΔR=1000 м, Zла=Z₃=k·ΔR=1100 м, γ_P=45° и ψ_ЛЗП=0° соотношения 5, 7, 8, 9 и 7 дают значения направления на вынесенную точку ψ_T2≈12.6°, ψ_Т3≈12.5°, разница между которыми для рассматриваемой задачи пренебрежимо мала, что подтверждает безударный характер переключения процесса формирования заданного курса при переходе со второго этапа на третий.

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 способе управления траекторией ЛА при полете маршруту, после достижения бокового отклонения от ЛЗП, пропорционального допустимой ошибке выхода на ЛЗП, выполняют полет на вынесенную по ЛЗП точку, формируя при этом заданный курс, соответствующий направлению путевого угла ЛА на эту вынесенную точку, вынос которой в положительном направлении ЛЗП прямо пропорционален скорости ЛА и обратно пропорционален боковому отклонению ЛА от ЛЗП.

На фиг.2 представлен рисунок, иллюстрирующий предлагаемый способ. Рисунок иллюстрирует геометрическую схему возврата ЛА на ЛЗП из точки с большим боковым отклонением от ЛЗП.

Сигналы курса ψ_И, крена γ, составляющих W_E, W_N вектора путевой скорости W, координат местоположения φ, λ в географической системе координат могут быть измерены с помощью любых известных навигационных систем, например с помощью инерциальных навигационных систем (ИНС).

Сигналы угла сноса α_сн и путевого угла ψ могут быть сформированы с использованием сигналов курса ψ_И и скорости W

α_сн=arctg(W_E/W_N)-ψ_И,

ψ=ψ_И+α_сн.

Сигнал минимально возможного радиуса разворота R_P может быть сформирован с использованием сигналов скорости W и известных динамических характеристик конкретного ЛА, в частности максимально допустимого, при соответствующей высоте и скорости, крена γ_Р

R_P=W²/(G·tgγ_P),

.

С помощью известных соотношений сферической тригонометрии, на основе известных географических координат ЛА и географических координат начальной и конечной точек ЛЗП могут быть сформированы сигналы направления ЛЗП ψ_ЛЗП и координаты ЛА относительно ЛЗП Хла, Zла.

Сигнал заданного курса ψ_ЗК формируется в соответствии со следующей логикой:

- 1-й этап, при |Zла|≥R_P+ΔR:

ψ_ЗК=ψ_ЛЗП-α_сн+90°·signZ;

- 2-й этап, при R_P+ΔR>|Zла|≤k·ΔR:

ψ_ЗК=ψ_ЛЗП-α_сн-(ψ_R-90°)·signZ;

- 3-й этап, при |Zла|<k·ΔR:

ψ_ЗК=ψ_ЛЗП-α_сн+arctg[Zлa/(X_T-Хла)]·signZ,

Х_Т=Хла+K·(W/Zлa);

где параметр signZ, равный 1 или -1, характеризует положение ЛА относительно ЛЗП, а постоянные ΔR, k и K характеризуют конкретную геометрическую схему выхода на ЛЗП и динамические характеристики конкретного ЛА.

Отработка пилотом, с использованием информации, считываемой с соответствующих индикаторов, рассогласования заданного и текущего курса ЛА 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.

Способ управления траекторией летательного аппарата при полете по маршруту, включающий измерение или формирование сигналов курса, крена, скорости, координат местоположения, угла сноса, путевого угла, минимально возможного радиуса разворота, направления линии заданного пути (ЛЗП), бокового отклонения от ЛЗП и заданного курса, автоматическую или ручную отработку рассогласования текущего и заданного курсов, причем при значительных отклонениях летательного аппарата (ЛА) от ЛЗП, формируя заданный курс, соответствующий перпендикулярному направлению путевого угла к ЛЗП, выполняют разворот ЛА до совпадения путевого угла с перпендикуляром к ЛЗП и выдерживают данное направление полета до достижения бокового отклонения от ЛЗП равного сумме минимально возможного радиуса разворота и допустимой ошибки выхода на ЛЗП, а затем, формируя заданный курс, соответствующий направлению путевого угла по касательной к окружности с минимально возможным радиусом разворота, 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, выполняют разворот ЛА с максимально возможным креном в сторону положительного направления ЛЗП, отличающийся тем, что после достижения бокового отклонения от ЛЗП по величине прямо пропорционального допустимой ошибке выхода на ЛЗП, выполняют полет ЛА на вынесенную по ЛЗП точку, формируя при этом заданный курс, соответствующий направлению путевого угла ЛА на эту вынесенную точку, вынос которой в положительном направлении ЛЗП прямо пропорционален скорости ЛА и обратно пропорционален боковому отклонению ЛА от ЛЗП.