Способ стабилизации заданной высоты полета

Изобретение относится к способу стабилизации заданной высоты полета. Для стабилизации заданной высоты полета используют сигналы с пульта управления САУ заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой цели, сигналы из системы измерения параметров полета, формируют управляющий сигнал на привод руля высоты определенным образом, используют последовательные шаги управляющих воздействий, запоминая сигнал предыдущего шага для его переопределения, изменяют с пульта управления САУ сигнал расстояния до программно имитируемой цели при необходимости дополнительной адаптации закона управления. Обеспечивается реализация адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты для стабилизации высоты полета. 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является известный способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения [Навигация и управление летательными аппаратами. / Под общей редакцией А.Г. Кузнецова / Труды МИЭА. Выпуск 4. Москва, 2011, с. 12-20].

Недостатком известного способа является необходимость предварительного расчета опорной траектории с последующим ее выдерживанием в ходе решения терминальной задачи управления без возможности дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета.

Задачей изобретения является устранение недостатков прототипа.

Техническим результатом является возможность реализации адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты, направленного на минимизацию разницы между текущей и заданной высотой полета, а также повышение точности стабилизации заданной высоты полета.

Заявленный технический результат в предлагаемом способе достигается тем, что способ стабилизации заданной высоты полета основан на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, при этом согласно предлагаемому способу при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.

Предлагаемый способ стабилизации заданной высоты полета основан на наведении вектора траекторной скорости на воображаемую точку («цель»), которая движется на постоянном (заданном) удалении от центра масс самолета (Lц) на заданной высоте (Нц). Наведение на «цель» обеспечивается минимизацией угла (εц) между вектором траекторной скорости и направлением на «цель» (см. фиг. 1). По отношению к вектору траекторной скорости величина εц определяется заданным расстоянием до «цели» (Lц):

- с увеличением расстояния до «цели» εц уменьшается,

- с уменьшением расстояния до «цели» εц увеличивается.

Очевидно, что используя в законе управления рулем высоты реакцию на εц, можно изменять строгость управления:

- с увеличением расстояния до «цели» управление становится менее строгое (уменьшается весовой вклад реакции на εц в законе управления рулем высоты),

- с уменьшением расстояния до «цели» управление становится более строгое (увеличивается весовой вклад реакции на εц в законе управления рулем высоты).

Изменение расстояния до «цели» позволяет адаптироваться к условиям полета: в спокойной атмосфере расстояние до «цели» увеличивается, а в условиях атмосферных возмущений - Lц уменьшается. В законе управления рулем высоты кроме реакции на εц учитывается демпфирование (реакция на угловую скорость тангажа ωz, скорость ее изменения с заданными коэффициентами усиления) и компенсация влияния угла крена

где σBi - управляющий сигнал на привод руля высоты, сформированный на i-ом шаге управляющего воздействия;

σBi-1 - начальное значение управляющего сигнала на привод руля высоты;

- коэффициент усиления сигнала εц;

- коэффициент усиления сигнала ;

- коэффициент усиления сигнала ;

- коэффициент усиления сигнала ;

Кγ - коэффициент усиления сигнала

Возможность реализации предложенного способа стабилизации заданной высоты полета может быть обеспечена посредством системы автоматического управления самолетом, сущность которой представлена на фиг. 2.

Система автоматического управления состоит из следующих функциональных элементов:

- система измерения параметров полета 1

- вычислительная система, представляющая собой блок формирования управляющего сигнала на привод руля высоты 2;

- датчик измерения угловой скорости тангажа (ωz) 3;

- датчик измерения угла крена (γ) 4;

- датчик измерения высоты полета (Н) (барометрический и/или радиовысоты) 5;

- датчик измерения угла наклона траектории (Θ) 6;

- аналоговый фильтр 7;

- усилитель 8;

- изодромное звено 9;

- усилитель 10;

- блок компенсации 11;

- усилитель 12;

- вычислитель 13;

- изодромное звено 14;

- изодромное звено 15;

- усилитель 16;

- усилитель 17;

- сумматор 18;

- запоминающее устройство 19.

Система автоматического управления, реализующая заявленный способ, работает следующим образом.

Система измерения параметров полета 1 принимает сигналы от датчиков 3, 4, 5, 6. Сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 предварительно фильтруется аналоговым фильтром 7. Аналоговая фильтрация позволяет избежать «сдвига» частот: преобразования высокочастотных входных колебаний с частотами, превосходящими частоту работы вычислителя, в низкочастотные выходные колебания. Величина постоянной времени фильтра 7 выбирается исходя из условий обеспечения заданных характеристик устойчивости.

Фильтрованный сигнал с датчика измерения угловой скорости тангажа 3 с одной стороны усиливается в усилителе 8 коэффициентом усиления и подается на сумматор 18, с другой стороны пропускается через изодромное звено 9 для получения производной которая после усиления коэффициентом в усилителе 10 также подается на сумматор 18.

Сигнал с датчика измерения угла крена 4 формирует в блоке компенсации 11 сигнал компенсации влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета который после усиления коэффициентом - Kγ в усилителе 12 подается на сумматор 18.

Для формирования сигналов и используются сигналы с датчиков 3 (Н), 4 (Θ) и заданные с пульта управления САУ (на фиг. 2 не обозначен) сигналы заданной высоты полета (Нзад) и заданного расстояния до программно имитируемой «цели» (Lц). На величину заданной Lц посредством вычислителя 13 устанавливается пультовое ограничение по результатам запаса устойчивости формируемого закона управления и условия где ΔН=Н-Нзад. Для получения производных и сигналы с датчиков 5 и 6 пропускаются через соответствующие изодромные звенья 14, 15.

Сформированные сигналы εц и после усиления соответствующими коэффициентами усиления и в усилителях 16 и 17 подаются на сумматор 18.

Для реализации форсированного дискретно-непрерывного управления на шаге дискретности вычислителя ΔT формируется циклическое переопределение сформированного на сумматоре 8 управляющего сигнала 7 (σBi с запоминанием управляющего сигнала предыдущего шага (σBi-1) в запоминающем устройстве 19. При первом подключении режима σBi-1=0.

На фиг. 3 приведены некоторые результаты математического моделирования стабилизации заданной высоты полета Нзад=400 м в условиях сильного вертикального сдвига ветра (вертикальная составляющая скорости ветра меняется от +15 м/с до -15 м/с) для самолета Ту-204СМ. Максимальное отклонение от заданной высоты полета не превышает 10 м, а максимальное изменение нормальной перегрузки не превышает величины 0,076. Перемещение стабилизатора определяется режимом автобалансировки.

На фиг. 4 приведены результаты математического моделирования режима стабилизации заданной высоты полета в условиях торможения и разгона по скорости применительно к самолету Ан-70.

Способ стабилизации заданной высоты полета, основанный на использовании сигналов с пульта управления САУ в виде сигналов заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой «цели», а также сигналов из системы измерения параметров полета, прием и обработка которых осуществляется в вычислительной системе автоматического управления полетом, с последующим формированием управляющего сигнала на привод руля высоты, скорректированного суммарной реакцией на угол между вектором траекторной скорости самолета и заданным кратчайшим расстоянием до программно имитируемой «цели», а также на скорость изменения этого угла, на демпфирующие составляющие в виде угловой скорости вращения самолета и скорости ее изменения, отличающийся тем, что при формировании управляющего сигнала на привод руля высоты в суммарную реакцию на наблюдаемые параметры движения добавляется компенсация влияния угла крена на точность стабилизации заданной высоты полета, при этом управляющий сигнал на привод руля высоты каждого последующего шага управляющего воздействия формируется посредством циклического переопределения предварительно запомненного управляющего сигнала предыдущего шага управляющего воздействия, а возможность дополнительной адаптации закона управления под изменяющиеся условия полета реализуется изменением с пульта управления САУ расстояния до программно имитируемой «цели» в пределах установленных ограничений.



 

Похожие патенты:

Способ автоматического совмещения продольной оси летательного аппарата с осью взлетно-посадочной полосы (ВПП) относится к области радиотехники и систем управления и может быть использовано при организации автоматического привода и посадки летательного аппарата на ВПП. Новым в способе автоматического совмещения продольной оси летательного аппарата с осью ВПП является размещение в плоскости ВПП вдоль ее оси нескольких ретрансляторов, каждый из которых своими антеннами первично принимает исходные высокочастотные колебания, сдвигает частоту этих колебаний на свою определенную частоту и вновь своими антеннами вторично излучает в направлении антенн первичного излучения, расположенных на плоскостях крыльев летательного аппарата. Двумя антеннами интерферометра летательного аппарата трансформированные высокочастотные колебания вторично принимают и смешивают с исходными высокочастотными колебаниями, в результате чего в каждом канале интерферометра летательного аппарата выделяют комбинационные низкочастотные составляющие разности исходных и трансформированных по частоте высокочастотных колебаний.

Группа изобретений относится к беспилотному летательному аппарату и способу предупреждения его столкновения с посторонним воздушным судном. Для предупреждения столкновения определяют положение постороннего воздушного судна относительно беспилотного летательного аппарата, измеряют угловую скорость постороннего воздушного судна в горизонтальной плоскости, определяют, оснащено ли постороннее воздушное судно системой TCAS, следуют по предварительно определенной траектории уклонения согласно полученному извещению от TCAS постороннего воздушного судна.

Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления самолетом. Для автоматического управления самолетом при посадке используют сигналы радиовысоты, вертикальной скорости, формируют управляющий сигнал на руль высоты и на привод регулятора тяги двигателей, добавляют корректирующие сигналы компенсации влияния ветра на руль высоты и на привод регулятора тяги.

Изобретение относится к области управления полетами планирующих беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при планировании их маршрутов и соответствующих траекторий.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при заходе на посадку. Техническим результатом является повышение безопасности совершения посадки ЛА.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА.

Интеллектуальная система поддержки экипажа (ИСПЭ) относится к области бортового оборудования, предназначена для установки на летательные аппараты (ЛА) и может быть использована для функционального диагностирования технического состояния авиационной техники.

Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для реализации на борту самолета функций аудио- и видеонаблюдения, автоматического сбора данных и регистрации путем записи речевой, звуковой, видео- и параметрической информации в защищенных бортовых накопителях.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам бортового оборудования вертолетов. Система обнаружения помех для посадки и взлета вертолета включает ультразвуковые устройства сканирования (1), каждое из которых состоит, по меньшей мере, из средств для передачи ультразвукового сигнала в направлении вниз и получения отраженного ультразвукового сигнала.

Группа изобретений относится к способу и системе для регулирования движения воздушных судов. Для регулирования разделения между транспортными средствами прогнозируют ближайшую точку сближения траекторий двух транспортных средств, вырабатывают компенсирующие команды для первого транспортного средства с требуемым уровнем разделения и времени сближения, формируют управляющие команды с учетом компенсирующих команд и требуемого уровня разделения. Система регулирования разделения содержит модуль для регулирования разделения. Обеспечивается предотвращение столкновения транспортных средств. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 20 ил.

Изобретение относится к способам организации воздушного движения. Для организации воздушного движения на каждом летательном аппарате малой авиации и беспилотном летательном аппарате (БЛА) устанавливают ГЛОНАСС/GPS контроллеры, элементы мобильной телефонии с СИМ-картой, содержащей информацию о летательном аппарате, определяют географические координаты местоположения летательного аппарата и высоту полета, передают полученные данные вместе с идентификационными данными СИМ-карты на телематические серверы диспетчеров по организации воздушного движения для обработки, отображают обработанную информацию на мониторах диспетчеров по организации воздушного движения для идентификации летательных аппаратов и контроля правомерности использования воздушного пространства классов С и G. Обеспечивается безопасность полетов в воздушном пространстве С и G классов. 1 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе отображения полетной информации. Для отображения полетной информации отслеживают текущее местоположение самолета на заданной траектории полета, определяют текущий момент времени для текущего местоположения самолета на траектории, обеспечивают плановое время нахождения самолета в текущем положении, вычисляют и отображают отклонение планового и текущего времени, обеспечивают рекомендуемую путевую скорость, вычисляют и отображают отклонение текущей путевой скорости от рекомендованной. Система для отображения полетной информации содержит устройство хранения траектории полета, блок определения местоположения, блок таймера, процессор, дисплей, блок определения путевой скорости, датчики воздушной скорости и курса. Обеспечивается точность отображения информации для отслеживания траектории полета. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к устройству приема радионавигационных сигналов, многорежимному приемнику для содействия навигации летательного аппарата, гибридной системе содействия навигации. Устройство приема радионавигационных сигналов содержит два модуля GNSS, каждый из которых содержит средство обработки радионавигационных сигналов, средство вычисления данных наведения и средство сравнения данных обоих модулей. Многорежимный приемник для содействия навигации летательного аппарата содержит систему посадки по приборам ILS и устройство приема радионавигационных сигналов. Гибридная система содействия навигации содержит многорежимный приемник с системой посадки по приборам ILS с гибридизационной инерциальной системой GNSS-IRS, где IRC – инерциальная система, а GNSS – средство гибридизации навигационных данных, устройство приема радионавигационных сигналов. Обеспечивается точность приземления и автоматического руления самолета в условиях недостаточной видимости. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Способ работы транспортной системы автопоезд - легкий штурмовик - беспилотный летательный аппарат (БЛА) включает перемещение легкого штурмовика и БЛА при помощи автопоезда от одной ВПП к другой ВПП, взлет и полет над поверхностью земли на малой высоте БЛА и полет легкого штурмовика с постоянной волновой связью. Перемещение легкого штурмовика и беспилотного летательного аппарата в направлении пространства наземного боя производят при помощи специализированного автопоезда. Производят обеспечение взлета с одного участка подготовленной наземной ВПП, а посадку производят на другой участок подготовленной наземной грунтовой ВПП, которая изготовлена при помощи специализированного автопоезда во время полета легкого штурмовика. БЛА находится в воздухе в заданном районе и на волновой связи с оператором специализированного автопоезда - осуществляет наблюдение, разведку и указание целей. Легкий штурмовик и БЛА выполняют поставленную задачу - удар по цели, на максимальной скорости, на предельно малых высотах, с огибанием рельефа местности. После окончания воздушной поддержки данного боя легкий штурмовик и БЛА производят посадку, загрузку на специализированный автопоезд и перемещение в направлении пространства другого наземного боя. Транспортная система специализированный автопоезд - легкий штурмовик – БЛА содержит специализированный автопоезд для перевозки легкого штурмовика и БЛА и строительства участка подготовленной наземной ВПП и средства постоянной волновой связи, для постоянного обмена необходимой информацией между оператором специализированного автопоезда, пилотом легкого штурмовика, БЛА и всеми наземными подразделениями сухопутных войск. Легкий штурмовик имеет складываемое крыло и убираемое шасси. Группа изобретений направлена экономиюи авиационного ресурса. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству для разработки системы для управления предупреждениями и электронными процедурами для летательного аппарата. Для разработки системы производят проверку предупреждений в базе данных для каждого блока оборудования системы в отношении заранее заданного списка обязательных предупреждений, определяют и вычисляют критерий завершенности для первого подэтапа, определяют и вычисляют критерий завершенности для каждого из последующих этапов, сравнивая критерий завершенности предыдущего этапа с предварительно заданным пороговым значением для этого этапа, завершают настройку системы на десятом этапе после сравнения с десятым предварительно заданным пороговым значением. Устройство для разработки системы содержит имитатор, содержащий блок для хранения файлов и исполняемых файлов, интерфейсы человек-машина, содержащие мышь, клавиатуру и экран для отображения информации, центральный процессор. Обеспечивается создание стандартных процедур для разработки системы для управления предупреждениями и электронными процедурами для летательного аппарата. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к анализу техники пилотирования по данным бортовых устройств регистрации параметрической полетной информации. Для анализа техники пилотирования осуществляют формализацию курсов боевой подготовки определенным образом, разрабатывают и вводят в базу данных методические схемы упражнений, разрабатывают полетные задания на основе формализованного курса и методических схем, разрабатывают модели идентификации для различных элементов полета, считывают зарегистрированную информацию с бортового устройства регистрации, производят идентификацию элементов полета, сравнивают результаты идентификации с данными полетного задания, оценивают полноту и последовательность его выполнения, оценивают отдельные элементы полета и полет в целом, анализируют технику пилотирования с выявлением нарушений методики выполнения элементов полета, записывают результаты в базу данных статистики, получают обобщенные данные о летной подготовке экипажей авиационной части. Обеспечивается достоверность результатов оценки и анализа техники пилотирования. 4 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

Многофункциональный центр управления движением и моделирования динамики летательных аппаратов содержит быстровозводимые здания в виде сборно-разборных модулей каркасной конструкции, каналы связи, командный блок, учебный блок, серверный блок, навигационный блок, пользовательский блок, мобильный блок, блок наземных робототехнических средств. Командный блок содержит источник бесперебойного питания командного блока, пульт связи с подключенными к нему радиостанцией, громкоговорителем и диспетчерским пультом, дополнительный пульт связи с подключенной к нему дополнительной радиостанцией, блок электронно-вычислительных машин, блок мониторов, наземные приемные станции, хранилище данных, средства визуального контроля и комплекс документирования воздушной информации, систему устройств видеоконференцсвязи, связи, содержащую управляемую камеру, динамик, микрофон, автоматизированное рабочее место. Учебный блок содержит учебный класс, содержащий устройства визуализации, пользовательские электронно-вычислительные машины, акустическую систему, блок управления, источник бесперебойного питания, блок интерактивных объектов, блок проекторов, блок интерактивных досок, колонки, терминал видеоконференцсвязи, блок микрофонов, блок камер, два средства визуализации. Серверный блок содержит источник бесперебойного питания, два сервера. Навигационный блок содержит блок бортовых трекеров и блок навигационных трекеров. Пользовательский блок содержит планшетный компьютер, мобильное устройство и персональный компьютер. Мобильный блок содержит мобильный комплекс видеоконференцсвязи, удаленное рабочее место оператора и блок беспилотных летательных аппаратов, каждый их которых снабжен полезной нагрузкой с информационно-управляющей системой. Обеспечивается расширение диапазона функциональных возможностей для наземного командного центра небольших или временных аэродромов. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу автоматизированного контроля и управления беспилотными авиационными системами (БАС), при котором осуществляют радиосвязь с наземными станциями управления, каждой из которых присваивается свой идентификационный номер. Наземная станция управления передает команды управления и свой идентификационный номер каждой из БАС, находящейся в пределах ее радиовидимости, а также координаты и параметры движения других БАС, которые также обмениваются друг с другом сообщениями, содержащими идентификационный номер той наземной станции, которая в данный момент производит управление движением. При получении идентификационного номера наземной станции от окружающих БАС производят ретрансляцию полученного сообщения по адресу наземной станции управления для формирования канала управления. При невозможности организовать канал управления БАС переходит в режим автономного полета в ожидании сигналов оповещения от окружающих БАС. Обеспечивается повышение управляемости БАС и безопасность их полетов. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способу стабилизации заданной высоты полета. Для стабилизации заданной высоты полета используют сигналы с пульта управления САУ заданной высоты полета и заданного расстояния до программно имитируемой цели, сигналы из системы измерения параметров полета, формируют управляющий сигнал на привод руля высоты определенным образом, используют последовательные шаги управляющих воздействий, запоминая сигнал предыдущего шага для его переопределения, изменяют с пульта управления САУ сигнал расстояния до программно имитируемой цели при необходимости дополнительной адаптации закона управления. Обеспечивается реализация адаптивного, дискретно-непрерывного, форсированного управления рулем высоты для стабилизации высоты полета. 4 ил.

Наверх