Способ управления летательным аппаратом при заходе на навигационную точку с заданного направления

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.

 

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

Полет любого ЛА можно разделить на:

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадку.

Полет по маршруту наиболее продолжительный этап, во время которого, как правило, выполняется главная целевая задача ЛА. Очень часто для выполнения этой целевой задачи требуется вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно известной навигационной точки (НТ) с таким расчетом, чтобы ЛА находился относительно НТ на заранее заданной дальности и с заранее заданным курсом.

Посадка включает в себя следующие этапы: предпосадочное маневрирование, которое также называют этапом возврата, заход на посадку и непосредственно приземление.

Целевой задачей этапа возврата является вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) с таким расчетом, чтобы ЛА находился на продолжении оси ВПП на установленной высоте и дальности относительно торца ВПП с курсом, примерно равным направлению ВПП.

Т.е., и при выполнении возврата и очень часто при следовании по маршруту, ЛА должен быть выведен в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения по курсу и дальности относительно НТ, где гарантированно обеспечиваются благоприятные условия для выполнения целевой задачи текущего этапа полета.

Различные аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего подобное маневрирование ЛА, приведены в следующих работах:

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

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

3. Рогожин В.О. и др. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005 (на украинском языке).

4. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф., М.: Транспорт, 1988.

5. Патент РФ на изобретение №2240589 с приоритетом от 31.07.2003. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы.

Известны способы управления летательным аппаратом (ЛА), реализующие вывод ЛА на линию, направленную вдоль продольной оси взлетно-посадочной полосы (НТ) аэродрома, при заходе на посадку, описанные в следующих источниках - [1], [3], [5].

Способ, описанный в патенте РФ на изобретение №2240589 [5], выбирается в качестве прототипа.

Способ-прототип, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, включает измерение параметров движения ЛА, формирование заданного курса и линейной дальности 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 НТ, формирование рассогласования между заданным и истинным курсами, которое используется для формирования сигнала управления заданным креном и изменение в ручном или автоматическом режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированным сигналом управления.

Способ-прототип проиллюстрирован рисунками (рисунки на фиг. 1 и ниже упомянутой фиг. 2 нарисованы в предположении, что истинный угол сноса равен нулю) и функционирует следующим образом.

С помощью соответствующего бортового оборудования, например по информации от инерциальной навигационной системы (ИНС) и спутниковой навигационной системы (СНС), определяют текущие параметры движения ЛА - курс ψИ, крен γ, вектор скорости V, координаты местоположения φЛА, λЛА, высоту полета Н, истинный угол сноса αСНи и др.

С помощью соответствующих задатчиков задают координаты НТ φНТ, λНТ, направление прохода НТ ψНТ и дальность выхода на НТ ДНТ.

В зависимости от целевой задачи текущего этапа полета задают или определяют, в функции высоты Н и скорости V, радиус разворота ЛА RЗ.

По текущим координатам местоположения ЛА φЛА, λЛА, координатам НТ φНТ, λНТ и курсу прохода НТ ψНТ определяют текущие координаты ЛА ХЛА, YЛА в системе координат, связанной с НТ

где , R - радиус Земли.

По координатам ЛА ХЛА, YЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно НТ Х0НТ, Y0=RЗ определяют заданный курс ЛА ψЗ на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψИ поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ) ЛА:

где - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности,

ψА - направление линии касательной к вынесенной окружности и проходящей через точку местоположения ЛА.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным кренами. САУ формирует сигнал заданного крена следующим образом:

где K1 - известный коэффициент.

После того как истинный курс ЛА ψИ сравняется с заданным курсом ψЗ и вектор скорости ЛА будет направлен на точку А, крен ЛА становится равным нулю, и ЛА летит на точку А касания заданной окружности.

Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом RЗ, вынесенной относительно НТ на расстояние ДНТ. После прохождения точки А производится разворот ЛА в сторону НТ, а затем выравнивание ЛА по линии, проходящей через НТ с курсом ψНТ.

Основным недостатком этого способа является тот факт, что в непосредственной близости ЛА от вынесенной окружности на качество функционирования способа могут влиять погрешности пилотирования ЛА и погрешность определения курса ЛА. Вследствие воздействия таких погрешностей, ЛА, еще не достигнув расчетной точки касания заданной окружности, может оказаться внутри вынесенной окружности. Поскольку определить направление линии касательной к окружности, находясь внутри окружности, не представляется возможным, разворот ЛА в сторону НТ начнется в не расчетной точке, что в итоге приведет к выходу на заданный курс на дальности, не соответствующей заданной.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей способа и повышение точности выхода ЛА на НТ с заданного направления по дальности путем обеспечения инвариантности способа к погрешностям пилотирования ЛА и погрешности определения курса ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в известном способе, включающем измерение параметров движения ЛА, формирование заданного курса и линейной дальности 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), формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используется при формировании сигнала управления креном ЛА и изменение, в автоматическом или ручном режиме, курса ЛА в соответствии со сформированным сигналом управления по крену, при развороте ЛА по курсу в сигнале заданного курса дополнительно учитывают фиктивный угол сноса, гарантированно обеспечивающий облет ЛА заданной вынесенной окружности с внешней стороны, причем фиктивный угол сноса формируют 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.

Предлагаемый способ проиллюстрирован на фиг. 2 и функционирует следующим образом.

С помощью соответствующего бортового оборудования, например по информации от инерциальной навигационной системы (ИНС) и спутниковой навигационной системы (СНС), определяют текущие параметры движения ЛА - курс ψИ, крен γ, вектор скорости V, координаты местоположения φЛА, λЛА, высоту полета Н, истинный угол сноса αСНи и др.

С помощью соответствующих задатчиков задают координаты НТ φНТ, λНТ, курс прохода НТ ψНТ и дальность выхода на НТ ДНТ.

В зависимости от целевой задачи текущего этапа полета задают или определяют, в функции высоты Н и скорости V, радиус разворота ЛА RЗ.

По текущим координатам ЛА φЛА, λЛА, координатам НТ φНТ, λНТ и курсу прохода НТ ψНТ определяют текущие координаты ЛА ХЛА, YЛА в системе координат, связанной с НТ

где , R - радиус Земли.

По текущим координатам ЛА ХЛА, YЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно НТ Х0ВТ, Y0=RЗ определяют заданный курс ЛА ψЗ в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψИ поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ) ЛА

где - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности,

ψА - направление линии касательной к вынесенной окружности и проходящей через точку местоположения ЛА.

αСНф - фиктивный угол сноса ЛА, определяемый следующим образом:

где D0 - известная пороговая величина дальности, равная, например 10000 м, Kα - известный коэффициент, равный, например, 0.05.

Коэффициент Kα и пороговая величина дальности D0 определяются расчетным путем и проверяются методом математического моделирования исходя из условия обеспечения инвариантности способа к погрешностям пилотирования ЛА и погрешности определения курса ЛА в составе бортового оборудования конкретного типа ЛА.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным кренами. САУ формирует сигнал заданного крена следующим образом:

В ручном режиме управления летчик, управляя рулевыми поверхностями ЛА, отрабатывает рассогласование истинного и заданного курсов.

Таким образом, до достижения ЛА дальности до точки касания вынесенной окружности D0, ЛА, выдерживая равенство истинного курса ψИ с заданным курсом ψЗ, летит на точку А касания вынесенной окружности в полном соответствии со способом-прототипом.

Затем, выдерживая равенство истинного курса ψИ с заданным курсом ψЗ, ЛА летит по траектории, гарантированно обеспечивающей облет заданной вынесенной окружности с внешней стороны. В процессе облета вынесенной окружности, точка А касания вынесенной окружности перемещается по периметру вынесенной окружности и в пределе совпадает с точкой выноса окружности на заданную дальность выхода на НТ ДНТ.

В результате разворот ЛА в сторону НТ и выравнивание ЛА по линии, проходящей через НТ с курсом ψНТ, осуществляется безударно непосредственно в процессе облета вынесенной окружности.

Предлагаемый способ может быть реализован в бортовой цифровой вычислительной системе ЛА. Реализация предлагаемого способа не требует изменения бортовой аппаратуры ЛА и предполагает использование только известных сигналов бортового оборудования ЛА.

Способ управления летательным аппаратом при заходе на навигационную точку с заданного направления, включающий измерение параметров движения ЛА, формирование заданного курса и линейной дальности 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), формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используется при формировании сигнала управления креном ЛА и изменение, в автоматическом или ручном режиме, курса ЛА в соответствии со сформированным сигналом управления по крену, отличающийся тем, что при развороте ЛА по курсу в сигнале заданного курса дополнительно учитывают фиктивный угол сноса, гарантированно обеспечивающий облет ЛА заданной вынесенной окружности с внешней стороны, причем фиктивный угол сноса формируют 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 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