Способ управления траекторией летательного аппарата при полете по маршруту



Способ управления траекторией летательного аппарата при полете по маршруту
Способ управления траекторией летательного аппарата при полете по маршруту

 


Владельцы патента RU 2444775:

Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") (RU)

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 Rp и допустимой ошибки выхода на ЛЗП ΔR, в качестве заданной траектории используется окружность с минимально возможным радиусом разворота Rp, 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 γз параметров полета ЛА:

где Fгр - функция ограничения заданного угла крена, Z - боковое отклонение центра масс ЛА от текущей заданной траектории, pZ=VZ - скорость изменения бокового отклонения центра масс ЛА от текущей заданной траектории, ψ=ψИсн - текущий путевой угол ЛА, ψИ - истинный курс ЛА, αсн - угол сноса ЛА, ψЗНП - заданное направление полета, Kγ, Kz, KVz, Kψ - 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 γз формируются следующим образом:

1-й этап:

Z=0;

VZ=WX - составляющая путевой скорости ЛА по продольной оси ЛЗП;

ψЗНПЛЗП+90°·signZ - направление перпендикуляра к ЛЗП;

ψЛЗП - направление ЛЗП;

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

2-й этап:

Z=0;

VZ=WZ·sinψR+WX·cosψR·signZ - проекция вектора путевой скорости ЛА на радиус, соединяющий точку местоположения ЛА с центром окружности с минимально возможным радиусом разворота;

ψЗНПЛЗП-(ψR-90°)·signZ - направление линии, касательной к окружности с минимально возможным радиусом разворота в точке местоположения ЛА;

ψR=arcsin[(Rp-|Zла|+ΔR)/RP];

RP=W2/(G·tgγP) - 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;

γP - максимально допустимый крен при текущих высоте и скорости.

3-й этап:

Z=Zлa;

VZ=WZ - составляющая вектора путевой скорости ЛА по боковой оси ЛЗП;

ψЗНПЛЗП.

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 ψЗКЗНПсн, 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=ψИсн и заданное направление полета ψЗНП, 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 γз формируются следующим образом:

1-й этап:

Z=0;

ψЗКЛЗПсн+90°·signZ.

2-й этап:

Z=0;

ψЗКЛЗПсн-(ψP-90°)·signZ.

3-й этап:

Z=Zла;

ψЗКЛЗПсн.

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 RP, 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|≥RP+ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП равны

На втором этапе, при RP+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|=RP+ΔR и |Zла|=ΔR, координата ХТ указанной точки на ЛЗП соответственно равна ХТ=Хла и ХТ=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|≥RP+ΔR, координаты указанной точки на ЛЗП, как и ранее, равны

ХТ=Хла,

ZT=0;

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

,

ZT=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, γP=45° и ψЛЗП=0° соотношения 5, 7, 8, 9 и 7 дают значения направления на вынесенную точку ψT2≈12.6°, ψТ3≈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 ψИ, крена γ, составляющих WE, WN 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 αсн и путевого угла ψ могут быть сформированы с использованием сигналов курса ψИ и скорости W

αсн=arctg(WE/WN)-ψИ,

ψ=ψИсн.

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

RP=W2/(G·tgγP),

.

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 ψЛЗП и координаты ЛА относительно ЛЗП Хла, Zла.

Сигнал заданного курса ψЗК формируется в соответствии со следующей логикой:

- 1-й этап, при |Zла|≥RP+ΔR:

ψЗКЛЗПсн+90°·signZ;

- 2-й этап, при RP+ΔR>|Zла|≤k·ΔR:

ψЗКЛЗПсн-(ψR-90°)·signZ;

- 3-й этап, при |Zла|<k·ΔR:

ψЗКЛЗПсн+arctg[Zлa/(XT-Хла)]·signZ,

ХТ=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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к вычислительной технике, а именно к устройствам управления летательным аппаратом осуществляющим руление. .

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на заданную орбиту. .

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на заданную орбиту. .

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. .

Изобретение относится к технике управления движением судов и может быть использовано, в частности, для обеспечения режимов плавания судов класса «река-море» в специфических условиях внутренних водных путей и прибрежных районов морей при управлении курсом и скоростью хода при прохождении узкостей и фарватеров с использованием вертикальных рулей (ВР) и пропульсивного комплекса (ПК), ограниченного навигационного комплекса в составе лага, указателей скорости поворота судна и приемоиндикаторов для определения местоположения судна.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автоматического управления непилотируемого судна под водой и на дне водоема при прохождении маршрутов исследования.

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при его выведении на орбиту. .

Изобретение относится к способу и системе управления системой сельхозмашин. .

Изобретение относится к области автоматического управления динамическими объектами и может быть использовано для создания высокоточных систем автоматического управления движением этих объектов по заданным пространственным траекториям

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано в системах адаптивного управления углом тангажа самолета

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к способам управления продольным движением

Изобретение относится к области авиационной техники, более конкретно к обеспечению безопасности при летных испытаниях комплексов, включающих летательные аппараты (ЛА) с активной радиолокационной головкой самонаведения (РЛГС)

Изобретение относится к устройству прогнозирования и анализа обстановки для группы подвижных объектов

Изобретение относится к пилотажно-навигационному оборудованию летательных аппаратов (ЛА)

Изобретение относится к области автоматического управления динамическими объектами и может быть использовано для создания высокоточных систем автоматического управления движением этих объектов по заданным пространственным траекториям

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА)

Изобретение относится к системам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к системам управления продольным движением

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами
Наверх