Способ управления самолетом при посадке

Заявленное изобретение относится к способу управления самолетом в продольном канале при посадке. Для посадки самолету сообщают целевую воздушную скорость и поворачивают руль высоты на целевой угол поворота, осуществляют сброс тяги двигателей при снижении вертикальной скорости самолета до заданного значения. Целевую воздушную скорость рассчитывают как сумму заданной воздушной скорости и взятой с противоположным знаком величины, пропорциональной скорости ветра. Целевой угол поворота рассчитывают как сумму заданного угла поворота и взятых с противоположным знаком углов, пропорциональных скорости ветра и производной от скорости ветра. Скорость ветра рассчитывают как разность между значениями путевой и воздушной скорости самолета. Обеспечивается посадка самолета на заданном участке взлетно-посадочной полосы в условиях изменяющегося продольного ветра за счет обеспечения минимальной вертикальной скорости. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области пилотирования самолета, в частности к способам автоматического управления самолетом при посадке.

Под посадкой самолета в контексте данной заявки понимается завершающий этап полета с высоты порядка 10-20 метров, на котором происходит выравнивание самолета, снижение его вертикальной скорости и касание взлетно-посадочной полосы (далее - ВПП).

Традиционный способ автоматического управления самолетом при посадке заключается в выдерживании заранее заданной траектории полета и заданной горизонтальной скорости самолета. Заданная траектория при этом рассчитывается как оптимальная траектория для подвода самолета к ВПП в желаемой точке касания, а заданная горизонтальная скорость определяется как оптимальное значение горизонтальной скорости самолета относительно воздуха (далее - воздушной скорости), обеспечивающей требуемую подъемную силу. При нахождении самолета над ВПП на заранее определенной высоте производится сброс тяги двигателей, в результате чего самолет опускается к ВПП в расчетной точке касания.

Однако в условиях изменчивого продольного ветра описанный выше способ не обеспечивает безопасной посадки. Например, при осуществлении посадки в условиях встречного ветра и резком его ослаблении воздушная скорость самолета также резко снизится, что приведет к опасной потере подъемной силы, а значит - и высоты полета. Даже в благоприятном случае возврат к заданной траектории путем набора воздушной скорости и коррекции высоты вызовет нежелательные колебания, которые несут дополнительные риски утраты управляемости самолета.

В то же время, если посадка производится при попутном ветре, то его резкое ослабление увеличит воздушную скорость самолета и вызовет рост подъемной силы. Самолет может неконтролируемо набрать высоту, и в этом случае возврат на заданную траекторию будет сопровождаться ростом вертикальной скорости, создавая риск жесткой посадки.

В патентной публикации US 2011320070 A1, G05D 1/06, 29.12.2011, раскрыт способ коррекции заданной горизонтальной скорости самолета, согласно которому целевая воздушная скорость устанавливается пилотом с учетом скорости ветра. При этом действует ограничение: целевая воздушная скорость не может превышать заданной воздушной скорости, увеличенной на некоторую максимальную скорость ветра.

Недостаток данного способа состоит в том, что он не обеспечивает возможность автоматического управления, и, если ветер изменится, летчик просто не успеет сделать необходимые корректировки.

Целью изобретения является обеспечение минимальной вертикальной скорости самолета в точке касания ВПП, а также обеспечение нахождения точки касания на заданном участке ВПП в условиях изменяющегося продольного ветра.

Для достижения поставленной цели предложен способ управления самолетом в продольном канале при посадке, в котором самолету сообщают целевую воздушную скорость, а руль высоты поворачивают на целевой угол поворота. Целевую воздушную скорость рассчитывают как сумму заданной воздушной скорости и взятой с противоположным знаком величины, пропорциональной скорости ветра. Целевой угол поворота руля высоты рассчитывают как сумму заданного угла поворота, взятого с противоположным знаком угла, пропорционального скорости ветра, и взятого с противоположным знаком угла, пропорционального производной от скорости ветра. Сброс тяги двигателей при этом осуществляют при снижении вертикальной скорости самолета до заданного значения.

В частном случае изобретения скорость ветра рассчитывают как разность между значениями путевой и воздушной скорости самолета.

Осуществление изобретения будет пояснено ссылками на фигуры:

Фиг. 1 - изображение самолета, осуществляющего посадку на ВПП;

Фиг. 2 - положение руля высоты самолета при осуществлении посадки.

Рассмотрим посадку самолета, проходящую по известному способу.

Самолет 1 выполнил заход на посадку и приступает к посадке в автоматическом режиме на ВПП 2 (Фиг. 1). Под моментом начала посадки понимается момент перехода к выравниванию самолета. Согласно регламенту аэродрома самолет должен осуществить касание ВПП в пределах разрешенного участка 3. В условиях безветренной погоды самолет осуществит посадку по заранее заданной траектории 4 и с заданной воздушной скоростью V(зад). Заданная траектория рассчитана как оптимальная для плавного снижения вертикальной скорости, в то время как заданная воздушная скорость определена как оптимальная для данного типа самолета с точки зрения обеспечения требуемой подъемной силы.

Для отработки заданной траектории руль высоты самолета повернется относительно горизонтального положения на заданный угол α(зад), и займет заданное положение 16 (Фиг. 2, где стрелкой 15 показано направление полета самолета). В точке 5 заданной траектории, т.е. на заранее заданной высоте, произойдет отключение или существенное снижение тяги двигателей, именуемое в дальнейшем как сброс тяги. В качестве заданной высоты принимается высота, на которой при соблюдении заданной траектории и движении с заданной скоростью вертикальная скорость самолета становится минимальной. В результате самолет опустится к ВПП на минимальной вертикальной скорости, и мягкий контакт с ВПП произойдет в расчетной точке касания 6.

Общее понятие «заданная воздушная скорость» включает все значения воздушной скорости, которые заранее определены для каждой точки заданной траектории, а общее понятие «заданный угол поворота руля высоты» включает все значения угла поворота, на которые руль высоты повернут в каждой точке заданной траектории. В свою очередь, общее понятие «заданное положение руля высоты» включает все положения руля высоты, соответствующие заданному углу его поворота.

Следует также отметить, что как известный, так и предложенный способы предназначены для управления самолетом в продольном канале, т.е. под скоростями самолета или ветра, равно как и другими векторными величинами понимаются их проекции на вертикальную плоскость, проходящую через ось ВПП.

Известный способ позволяет осуществить мягкую посадку в безветренных условиях либо в случае действия постоянного продольного ветра. Отмеченные выше недостатки известного способа ярко проявляются именно при изменении скорости ветра.

При отсутствии ветра посадка самолета по предложенному способу проходит аналогично посадке самолета известным способом. Однако при действии как постоянного, так и переменного ветра параметры посадки самолета по предложенному способу изменяются. Далее по тексту под терминами «заданная траектория», «заданная воздушная скорость» и «заданный угол поворота руля высоты» понимаются траектория, воздушная скорость самолета и угол поворота руля высоты, определенные для условий отсутствия ветра.

В случае действия продольного ветра, обозначенного стрелками 7 или 8 и имеющего скорость V(ветер), самолет согласно изобретению направляют к ВПП на целевой воздушной скорости Vx(цел), которая составит:

где Vx(зад) - заданная воздушная скорость самолета;

W - взятая с противоположным знаком величина, пропорциональная скорости ветра, определяемая соотношением:

в котором kc - коэффициент, рассчитанный для данного типа самолета.

Направление движения самолета принимается как положительное, таким образом, скорость встречного ветра будет иметь отрицательное значение, а скорость попутного ветра - положительное.

Целевой поворот руля высоты α(цел) относительно горизонтального положения согласно изобретению составит:

где α(зад) - заданный угол поворота руля высоты;

α1 - взятый с противоположным знаком угол, пропорциональный скорости ветра;

α2 - взятый с противоположным знаком угол, пропорциональный интенсивности изменения скорости ветра. Далее:

где k1 и k2 - коэффициенты, рассчитанные для конкретного самолета;

dV(ветер)/dt - производная скорости ветра по времени.

Направление поворота руля высоты вверх считается положительным, следовательно, встречный ветер, скорость которого имеет отрицательное значение, вызовет коррекцию положения руля вверх, а попутный - вниз.

В предпочтительном случае изобретения скорость ветра рассчитывают как разность между значениями путевой и воздушной скорости самолета. Под путевой скоростью в контексте данной заявки понимается горизонтальная скорость самолета, определенная относительно инерциальной системы отсчета, например, по данным инерциальной навигационной системы или радиомаяка.

Условием сброса тяги согласно изобретению является снижение вертикальной скорости самолета Vy до заранее определенного для данного типа самолета значения Vy(зад), или:

При воздействии встречного ветра 7 посадку осуществляют следующим образом.

В момент начала посадки определяют заданную траекторию, заданную воздушную скорость, заданный угол поворота руля высоты, скорость встречного ветра и интенсивность ее изменения. В соответствии с соотношениями (1)-(5) рассчитывают целевую воздушную скорость самолета, которая превысит заданную воздушную скорость, а также целевой угол поворота руля высоты, который будет больше, чем заданный угол. Посредством контроля тяги двигателей и подачи управляющих сигналов на исполнительные механизмы руля высоты сообщают самолету целевую воздушную скорость и поворачивают руль высоты в целевое положение 17, соответствующее целевому углу поворота α(цел)1. Такое изменение положения руля высоты приведет к увеличению угла тангажа, и самолет начнет отрабатывать целевую траекторию 9, находящуюся выше заданной траектории, при этом расчетная точка касания 10 удалится от самолета.

Следует отметить, что целевое положение руля высоты 17 соответствует ситуации роста скорости встречного ветра и положительного угла α2. При уменьшении скорости встречного ветра угол α2 становится отрицательным.

При резком уменьшении скорости встречного ветра запас по скорости и высоте позволит избежать рискованной ситуации, связанной с недостатком подъемной силы, и обеспечит плавное снижение вертикальной скорости. Поскольку целевая траектория 9 является более пологой относительно заданной, то условие (6) наступит в точке 11, находящейся на большей высоте, чем аналогичная точка 5 заданной траектории 4. Однако под воздействием встречного ветра и повышенной подъемной силы самолет сможет плавно опуститься к расчетной точке касания 10.

При изменении скорости ветра в каждый момент времени по соотношениям (1)-(5) производят коррекцию целевой скорости и целевого угла поворота руля высоты, при этом целевая траектория также будет корректироваться. Включение в расчет целевого угла поворота α(цел)1 слагаемого α2, пропорционального интенсивности изменения скорости ветра, позволяет осуществлять плавное изменение целевой траектории.

Важным преимуществом предложенного способа посадки является то, что самолет не привязан к изначально определенной заданной траектории, а в зависимости от скорости ветра и интенсивности ее изменения в каждый момент времени может следовать по одной из множества целевых траекторий, обеспечивающих плавное снижение вертикальной скорости.

В случае действия попутного ветра 8 согласно соотношениям (1)-(4) целевая воздушная скорость самолета снизится, а руль высоты повернется относительно заданного положения вниз в целевое положение 18, соответствующее целевому углу α(цел)2 (Фиг. 2, углы α1 и α2 для этого случая не показаны). Угол тангажа уменьшится, и самолет начнет движение по целевой траектории полета 12, проходящей ниже заданной траектории и завершающейся точкой касания 13, которая находится ближе к самолету.

При внезапном ослаблении попутного ветра и росте подъемной силы крыла самолет скорректирует свою траекторию и ему хватит длины разрешенного участка для совершения касания ВПП в его пределах. Так как целевая траектория 12 проходит круче заданной траектории, то условие (5) выполняется в точке 14, находящейся ниже точки 5 заданной траектории. В случае порывов попутного ветра сохранение тяги двигателей до меньшей высоты является страховкой от высокой вертикальной скорости самолета при снижении его воздушной скорости и вызванного этим уменьшением подъемной силы.

Как показано на приведенных выше примерах, предложенный способ позволяет обеспечить мягкую посадку самолета, т.е. посадку с минимальной вертикальной скоростью, в условиях действия как встречного, так и попутного ветра.

Способ может быть реализован с естественными для специалиста в данной области ограничениями, например, по минимально допустимой целевой воздушной скорости, обеспечивающей требуемую подъемную силу, или по целевому углу поворота руля высоты, обеспечивающему движение самолета только по такой целевой траектории, точка касания которой находится в пределах разрешенного участка ВПП.

1. Способ управления самолетом в продольном канале при посадке, в котором самолету сообщают целевую воздушную скорость, а руль высоты поворачивают на целевой угол поворота, при этом
целевую воздушную скорость рассчитывают как сумму заданной воздушной скорости и взятой с противоположным знаком величины, пропорциональной скорости ветра,
целевой угол поворота руля высоты рассчитывают как сумму заданного угла поворота, взятого с противоположным знаком угла, пропорционального скорости ветра, и взятого с противоположным знаком угла, пропорционального производной от скорости ветра, а
сброс тяги двигателей осуществляют при снижении вертикальной скорости самолета до заданного значения.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что скорость ветра рассчитывают как разность между значениями путевой и воздушной скорости самолета.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к управлению подъемно-транспортной машиной. Технический результат - повышение безопасности подъемно-транспортной машины за счет регулирования скорости машины на основании мониторинга массы груза и расстояния до препятствий.

Изобретение относится к способу автономной локализации самоходного моторизованного транспортного средства внутри известной окружающей среды с применением по меньшей мере одного датчика.

Группа изобретений относится к погрузочно-разгрузочным транспортным средствам и способам их маневрирования. Для осуществления корректирующего маневра поворота получают данные от датчиков сенсорных устройств, автоматически корректируют маневр поворота определенным образом на основании полученных данных в зависимости от заранее определенных зон, в которых обнаружен объект, или требуемого расстояния до выбранного объекта, или по запросу оператора, определяющего с какой стороны от препятствия выдерживать требуемое расстояние.

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат - повышение быстродействия системы.

Изобретение относится к системам и способам обеспечения предельных величин параметров управления транспортными средствами при использовании автоматического режима управления.

Изобретение относится к области навигационных систем для промышленных транспортных средств. Технический результат заключается в облегчении навигации автоматизированных транспортных средств.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов.

Изобретение относится к судостроению, а именно к способам прогнозирования качки судна, позволяющим обеспечить надежную посадку летательных аппаратов на суда и плавучие технические средства освоения Мирового океана, в том числе научно-исследовательские суда, буровые платформы и др.

Изобретение относится к электрическим тяговым системам транспортных средств с питанием от собственных источников энергоснабжения. Система содержит модуль записи предыстории и модуль определения анормальности.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бортовых системах автоматического управления летательными аппаратами. Техническим результатом является повышение точности управления летательным аппаратом.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано при разработке систем управления подвижными объектами, обеспечивающими их перемещение вдоль заданной траектории с заданной траекторной скоростью, или в заданную точку вдоль заданной траектории без предъявления требований к траекторной скорости, или в заданную точку с нулевой конечной скоростью. Техническим результатом является обеспечение возможности определения внешних координат подводного аппарата. В способ управления подвижным объектом измеряют внешние координаты подвижного объекта и их производных, формируют ряд матриц, матричных коэффициентов и сигнал управления при управлении подводным аппаратом. Вблизи объекта управления на водной поверхности располагают судовой пункт управления, оснащенный приемником сигналов спутниковых навигационных систем, гидролокатором и системой подводной радиосвязи с управляемым объектом. С помощью приемника сигналов спутниковых навигационных систем определяют внешние координаты судового пункта управления, а с помощью гидролокатора определяют дальность до объекта управления и угол его визирования, по этой дальности и углу визирования определяют внешние координаты объекта управления и с помощью системы подводной связи передают на него полученные координаты.

Заявленное изобретение относится к способу управления летательным аппаратом (ЛА) Для захода ЛА на навигационную точку с заданного направления измеряют параметры движения ЛА, формируют заданный курс и линейную дальность до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, истинного угла сноса, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с навигационной точкой (НТ), формируют сигнал управления креном ЛА с учетом рассогласования между истинным и заданным курсами, изменяют курс ЛА с учетом сформированного сигнала управления по крену, при развороте ЛА учитывают фиктивный угол сноса, сформированный пропорционально рассогласованию между заданным направлением захода на НТ и направлением на точку касания заданной вынесенной окружности с учетом текущей линейной дальности до точки касания заданной окружности и текущего положения ЛА относительно линии заданного направления захода на НТ. Обеспечивается повышение точности выхода ЛА на НТ. 2 ил.
Изобретение относится к авиационной технике. Техническим результатом является повышение эффективности пространственной ориентации пилотов. Способ пространственной ориентации пилотов воздушных судов при посадке включает формирование виртуальной посадочной глиссады с использованием комплекса, содержащего наголовный модуль, систему позиционирования, включающую средство определения трех линейных и трех угловых координат положения воздушного судна в пространстве, компьютер и модуль памяти с координатами посадочных глиссад, при этом наголовный модуль представляет собой очки смешанной реальности с призмами для вывода на прозрачные стекла очков стереопар виртуальных объектов - маркеров посадочной глиссады, система позиционирования связана с компьютером, генерирующим стереопары виртуальных объектов-маркеров посадочной глиссады для очков смешанной реальности.

Группа изобретений относится к способу и системе грубого управления пространственным движением самолета. Для управления пространственным движением самолета формируют сигналы задания по углу крена и рысканья, измеряют углы крена, рысканья и тангажа, формируют сигналы управления по углу крена и рысканья, при этом формируют сигналы разности между эталонными сигналами крена и рысканья и измеренными сигналами по углу крена и рысканья соответственно, полученные сигналы разности отдельно интегрируют, дифференцируют, масштабируют и суммируют первый сигнал разности с сигналом управления по углу крена, второй сигнал разности с сигналом управления по углу тангажа. Система грубого управления содержит задатчики угла крена и рысканья, два регулятора, два исполнительных устройства, датчики углов крена, рысканья и тангажа, две эталонные модели, шесть усилителей, четыре сумматора, два дифференциатора, два интегратора, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость движения при нестационарных параметрах полета и действии адаптивных помех. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Летательный аппарат по каждому из вариантов содержит фюзеляж, сверхзвуковые крылья, топливные баки, двигатель и шасси. Первый вариант снабжен дозвуковыми отстреливающимися крыльями в комбинации со сверхзвуковыми крыльями. Второй вариант снабжен отклоняющимся аэродинамическим щитком, расположенным в днище носовой, передней части фюзеляжа внизу центроплана под кабиной и аэродинамически связанным с крыльями. Третий вариант имеет сжимаемые топливные баки, которые расположены в нишах для уборки шасси. Взлетно-посадочное шасси по каждому из вариантов имеет амортизационную стойку. Первый вариант выполнен так, что тележка взлетного шасси расположена под тележкой посадочного шасси на одной амортизационной стойке. Второй вариант выполнен так, что взлетное шасси имеет крыло-опору для посадочного шасси. Способ подъема в воздух летательного аппарата в первом варианте включает его разгон по поверхности взлетной полосы, отрыв от ее поверхности с последующим сбросом взлетного шасси так, что оно толкает посредством энергии пороховых зарядов летательный аппарат вертикально в верх. Во время отрыва от поверхности взлетной полосы летательный аппарат выводят на максимальный угол атаки посредством энергии толчка передней стойки взлетного шасси при положении устройства управления пилотированием на минимальный угол атаки, при нахождении органов управления по тангажу сзади центра тяжести летательного аппарата. Способ подъема в воздух летательного аппарата во втором варианте основан на поднятии передней стойки ноги посадочного шасси при скорости, равной скорости отрыва от поверхности взлетной полосы. Прижимают переднюю стойку посадочного шасси и взлетного шасси, отжав штурвал управления полностью от себя, а затем поднимают переднюю стойку шасси, взяв штурвал на себя до упора. Способ подъема в воздух летательного аппарата в третьем варианте включает выпуск закрылков, предкрылков механизации крыла, выпуск крыла, уменьшение угла установки крыла, включение двигателей, снятие с тормозов, выведение двигателей на взлетный режим. Механизацию крыла выпускают в положение взлет, а отражающие аэродинамические экранирующие щитки нижние, в центроплане крыла и в носу - после выведения на взлетный режим. Группа изобретений направлена на расширение арсенала технических средств. 8 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к способу формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата (БПЛА) системе управления для этого способа. Для управления угловым движением БПЛА задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения и сигнал угловой скорости, путем вычитания заданного и измеренного сигналов углового положения формируют, а затем усиливают сигнал рассогласования, посредством противоизгибной фильтрации формируют выходной сигнал управления, используют два пороговых сигнала для формирования определенным образом дополнительной компоненты сигнала рассогласования и исключения ее соответственно. Система управления содержит задатчик сигнала углового положения, три блока вычитания, три усилителя, сумматор, противоизгибный фильтр, измеритель угла, измеритель угловой скорости, два формирователя модульной функции, блок выделения сигнала положительной полярности, релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой, управляемый ключ, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость углового движения БПЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способам и системе для планирования скоординированных маршрутов на складе. Технический результат заключается в повышении быстродействия планирования маршрутов. Система содержит автоматизированные транспортные средства, каждое из которых снабжено модулем навигации, соединенным с системой рулевого управления и системой движения, и центральный процессор, выполняющий команды для получения задачи для автоматизированных транспортных средств, обращения к многоуровневому графу, содержащему высокоуровневые узлы, построения сетки, связанной со складом, выбора из нескольких квадратов сетки квадратов сети для определения соединительных маршрутов, построения набора решений графов карт маршрутов из многоуровневого графа, выбора плана скоординированных маршрутов из набора решений графов карт маршрутов, и передачи плана скоординированных маршрутов автоматизированным транспортным средствам, модуль навигации каждого из которых управляет системой рулевого управления и системой движения в соответствии с планом скоординированных маршрутов. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 9 ил., 2 табл.

Изобретение относится к модулю обнаружения препятствий и роботу-уборщику, включающему упомянутый модуль. Робот-уборщик содержит корпус, приводное устройство для приведения в движение корпуса, модуль обнаружения препятствий для обнаружения препятствий вокруг корпуса и устройство управления для управления приводным устройством на основании результатов, полученных модулем обнаружения препятствий. Модуль обнаружения препятствий содержит по меньшей мере один излучатель света и приемник света. Излучатель света включает в себя источник света и широкоугольную линзу для преломления или отражения света от источника света для рассеивания падающего света в виде плоского света. Приемник света содержит отражающее зеркало для повторного отражения отраженного света, отражаемого препятствием, для генерации отраженного света, оптическую линзу, отнесенную от отражающего зеркала на заданное расстояние, чтобы позволить отраженному свету проходить через оптическую линзу, и датчик изображений и схему обработки изображений. Изобретение позволяет повысить точность обнаружения препятствий без использования множества датчиков или отдельного сервомеханизма. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 52 ил.
Наверх