Способ вывода самолета в точку начала посадки



Способ вывода самолета в точку начала посадки
Способ вывода самолета в точку начала посадки
Способ вывода самолета в точку начала посадки
Способ вывода самолета в точку начала посадки
Способ вывода самолета в точку начала посадки

Владельцы патента RU 2628043:

Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки. Обеспечивается сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки. 2 ил.

 

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и может быть использовано для автоматического вывода самолета или беспилотного летательного аппарата на аэродром посадки.

Одной из задач управления летательным аппаратом является вывод его из пункта возврата, в общем случае с произвольным местоположением и направлением полета, в точку начала посадки с заданными координатами и курсом, после которой выполняют специфический полет с уменьшением высоты полета по глиссаде на взлетно-посадочную полосу. Применительно к управлению самолетом точку начала посадки иначе называют как условную точку четвертого разворота [Системы управления и бортовые цифровые вычислительные комплексы летательных аппаратов. Под ред. Н.М. Лысенко. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1990, с. 278]. Известные способы вывода летательного аппарата в точку начала посадки не оптимизированы по пути и затратам времени.

Известен способ автоматизированного возврата самолета на аэродром, включающий: формирование заданного курса и полет в направлении аэродрома с удалением от него пункта возврата не менее 250 км; затем, если курс самолета отличается от посадочного менее чем на 90°, формирование курса в точку четвертого разворота, расположенную на оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) и удаленную от ее центра на 21 км, полет с выдерживанием курса до пересечения 5,5 км коридора относительно ВПП; после чего формирование курса в убегающую точку цели, расположенную на оси ВПП на 2,5 км впереди самолета и наведение его в эту точку; иначе формирование текущего курса сначала в одну из двух точек третьего разворота с последующим маневрированием до попадания в 5,5 км коридор и далее в соответствии с ранее указанными действиями. Для обеспечения полета используют наземную и бортовую аппаратуру радиотехнической системы ближней навигации и пилотажно-навигационный комплекс [Системы управления и бортовые цифровые вычислительные комплексы летательных аппаратов. Под ред. Н.М. Лысенко. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1990, с. 275-278].

Недостатками способа является необходимость применения относительно сложной и дорогой аппаратуры радиотехнической системы ближней навигации и выполнение маневров по продолжительному маршруту, соответственно большие временные затраты на возврат к аэродрому посадки.

Наиболее близким по технической сущности (прототип) является способ возврата на аэродром с построением траектории возврата, включающий: измерение текущих координат самолета, предварительное построение маршрута в виде прямой линии заданного пути, проходящей через пункт возврата и являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки (условной точке четвертого разворота) с курсом в направлении ее центра, и непосредственно дуги предпосадочного разворота заданного радиуса, затем осуществление полета по маршруту с учетом измеренных текущих координат самолета. Линию заданного пути характеризуют путевым углом, ее длиной и длиной участка линейного упреждения. Необходимые при этом расчеты выполняют в пилотажно-навигационном комплексе, для чего в его память вводят координаты пункта возврата, центра взлетно-посадочной полосы, ее направление, дальность от центра до точки начала посадки, радиус дуги (окружности) разворота. В процессе управления непрерывно выполняют поворот самолета в сторону: первоначально точки начала, затем завершения предпосадочного поворота и далее взлетно-посадочной полосы. Для чего в пилотажно-навигационном комплексе оценивают отклонение направления полета от направления на точку наведения по координатам ее и самолета [Системы управления и бортовые цифровые вычислительные комплексы летательных аппаратов. Под ред. Н.М. Лысенко. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1990, с. 278-280].

Недостатком способа является большое время вывода самолета в точку начала посадки, так как маршрут строят в предположении соответствия начального направления полета (начального курса) в пункте возврата требуемому курсу. При движении в произвольном направлении возникает неопределенность, обусловленная возможностью маневров в двух направлениях: вправо и влево от начального курса движения. Правило формирования и выбора маршрута в таких условиях в способе-прототипе не определено. Выход на линию пути, с необходимой точностью, по принципу способа-аналога путем предварительного наведения на аэродром, возможен, но на значительном 250 км и более от него удалении, что увеличивает потребное на такой маневр время.

Технической задачей настоящего изобретения является сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки при его полете с произвольным начальным курсом.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в известном способе вывода самолета в точку начала посадки, включающем измерение текущих координат самолета, предварительное построение участка маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, и непосредственно дуги предпосадочного разворота заданного радиуса, полет по маршруту с учетом измеренных текущих координат самолета, дополнительно доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линии заданного пути и, с учетом начального курса самолета, комбинаций вариантов право- и левостороннего направления предварительного и предпосадочного разворота, строят четыре возможных маршрута, рассчитывают длину их пути, а полет самолета осуществляют по маршруту, для которого путь до точки начала посадки минимален.

Сущность предлагаемого изобретения состоит в том, что доопределяют новый участок маршрута и полета по нему: дуга предварительного разворота из пункта возврата с выходом на прямую линию заданного пути. Существенно изменен порядок определения этой линии как дополнительной касательной к этой дуге. В обеспечение введен новый относительно прототипа параметр: начальный курс самолета, который может быть определен по приращению измеренных текущих координат при пролете пункта возврата или измерен в этот момент непосредственно, с привлечением бортовых измерителей курса [Системы управления и бортовые цифровые вычислительные комплексы летательных аппаратов. Под ред. Н.М. Лысенко. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1990, с. 247-253]. Учтена возможность право- и левостороннего направления предварительного и предпосадочного разворота во всех четырех их комбинациях. Это позволило определить возможные маршруты, длину их пути и осуществить полет самолета по маршруту, для которого путь минимален, следовательно, и сократить время вывода самолета в точку начала посадки.

Предложенные изменения, в совокупности с известным, позволяют решить поставленную техническую задачу - сократить время вывода самолета в точку начала посадки при его полете с произвольным начальным курсом.

На фиг. 1 показаны возможные маршруты вывода самолета в точку начала посадки по предложенному способу;

на фиг. 2 - пример построения оптимального маршрута.

На фиг. 1 принята местная прямоугольная система с началом в центре О взлетно-посадочной полосы, ординатой Y в направлении пункта возврата N, перпендикулярной ей абсциссой X и отсчетом положительных углов от нее против часовой стрелки. Кроме того, введены следующие обозначения: Р - точка начала посадки, О11, O21, O12, O22 - центры окружностей возможных вариантов разворота; С11, С21, М11, М21 - точки возможного выхода из предварительного разворота; С12, С22, М12, М22 - точки возможного начала предпосадочного разворота, ЛЗПi - линии заданного пути для различных направлений разворота, i=1…4, ψ - начальный курс как угол вектора скорости , r - радиус разворота, ξ - курс посадки на взлетно-посадочную полосу, R - удаление от ее центра точки начала посадки, d - дальность до пункта возврата.

На фиг. 2 исходное положение самолета в пункте возврата отмечено ромбиком, точка начала посадки - кружком, а пунктиром - направление полета и взлетно-посадочной полосы (в центре).

Рассмотрим вариант реализации предложенного способа на основе применения принятого в прототипе пилотажно-навигационного комплекса и принципа самонаведения в заданную точку по отклонению курса на нее исходя из ее и измеренных текущих координат самолета.

В исходном состоянии в память пилотажно-навигационного комплекса заносят информацию о заданных параметрах: радиусе разворота r, курсе посадки на взлетно-посадочную полосу ξ и удалении R от ее центра точки начала посадки. Радиус разворота может задаваться непосредственно или рассчитываться по формуле: r=V/ω, где V - скорость самолета, ω - допустимая угловая скоростью разворота [Справочник летчика и штурмана. Под ред. В.М. Лавского. М: Воениздат, 1974, с. 372-373]:

В процессе полета измеряют текущие координаты самолета, которые представляют в местной прямоугольной системе координат фиг. 1.

По команде или в момент прибытия в пункт возврата в пилотажно-навигационном комплексе по указанной информации определяют маршрут, для которого путь до точки начала посадки минимален.

Особенности выполнения данной операции поясним с привлечением фиг. 1. Первоначально по текущим координатам самолета, измеренным в пункте возврата, определяют дальность до него , а по измерениям в различные, например с промежутком 1 с, моменты времени определяют начальный курс самолета , где arg(⋅) - аргумент комплексного числа (фаза), заключенного в скобки.

Здесь и далее принято комплексное представление координат , где - реальная часть, абсцисса, - мнимая часть, ордината, i - мнимая единица.

Поскольку имеются две точки разворота, предварительного и предпосадочного, в каждой из которых возможно движение по- и против- часовой стрелки, то исходя из общего числа сочетаний выход в точку начала посадки возможен по следующим четырем вариантам маршрута.

1) По «восьмерке» с первым правым разворотом по дуге (N, С11), полетом по ЛЗП1 и вторым левым разворотом по дуге (С12, Р).

2) По «восьмерке» с первым левым разворотом по дуге (N, С21), полетом по ЛЗП2 и вторым правым разворотом по дуге (С22, Р).

3) По «кругу» с первым правым разворотом по дуге (N, М11), полетом по ЛЗП3 и вторым правым разворотом по дуге (М12, Р).

4) По «кругу» с первым левым разворотом по дуге (N, М21), полетом по ЛЗП4 и вторым левым разворотом по дуге (М22, Р).

Методика построения маршрутов полета основывается на решении соответствующих геометрических задач и состоит в следующем.

1) Определяют две окружности с центрами О11, O21, по которым может осуществляться разворот самолета в направлении на аэродром посадки. Поскольку вектор скорости самолета является касательной к данным окружностям, а их центры расположены на перпендикуляре к начальному курсу самолета, то координаты центров рассчитывают по формулам

2) Определяют окружности с центрами O12, O22, по которым может осуществляться разворот самолета для захода на ось взлетно-посадочной полосы аэродрома с выходом в точку начала посадки, при этом ось полосы в точке начала посадки является касательной к этим окружностям, а центры расположены на перпендикуляре к ее оси. Координаты этих центров определят по формулам

3) Определяют возможные четыре линии заданного пути как касательные к первым двум окружностям разворота с центрами О11, O21 и к двум другим окружностям с центрами O12, O22. При этом координаты точек касания, соответственно точек выхода из первого разворота, по дуге предварительного разворота, и начала второго разворота, по дуге предпосадочного разворота, для разных вариантов маршрута рассчитывают по формулам

для первого варианта:

где

;

для второго варианта:

где

;

для третьего варианта:

где ;

для четвертого варианта:

где .

5) Определяют длину пути самолета от пункта возврата N до точки начала посадки Р каждого из маршрутов:

вариант 1:

вариант 2:

вариант 3:

вариант 4:

6) В завершение осуществляют выбор маршрута, длина пути которого из вариантов, рассчитанных по формулам (7)-(10), является минимальной.

На фиг. 2 жирной линией показан результат построения по приведенной методике оптимального маршрута вывода самолета в точку начала посадки для следующих исходных данных: радиус разворота 1719 м, удаление пункта возврата 7200 м, удаление центра взлетно-посадочной полосы от точки начала посадки 2000 м, начальный курс самолета -37,5°, курс посадки на взлетно-посадочную полосу (угол ориентации взлетно-посадочной полосы) -50°. В соответствии с рисунком обеспечивается требуемое построение маршрута с минимальной длиной пути. Расчетная программа выполнена в системе Mathcad, имеется у заявителя и авторов.

После завершения расчетов по командам управления пилотажно-навигационного комплекса осуществляют полет самолета по выбранному маршруту. Для чего оценивают отклонение направления полета от направления на точку наведения по координатам ее и самолета. При этом первоначально выполняют наведение на точку выхода из первого разворота с движением, в силу ограниченного заданного радиуса разворота, по дуге предварительного разворота. После этого выполняют перенацеливание на точку начала второго разворота с полетом по прямой линии заданного пути. По достижении этой точки выполняют перенацеливание и наведение в точку начала посадки с движением по дуге предпосадочного разворота. На заключительном этапе посадки осуществляют перенацеливание самолета на центр взлетно-посадочной полосы с движением в ее центр по глиссаде.

Положительный эффект от изобретения можно оценить, если ориентироваться на выполнение в способе-прототипе предварительного наведения в направлении аэродрома с требуемого удаления от него 250 км. Сравнение с фиг. 2 показывает, что в предлагаемом способе расстояние маршрута, следовательно, и время его прохождения сокращается не менее чем на порядок.

Таким образом, предложенное техническое решение обеспечивает сокращение на порядок времени вывода самолета в точку начала посадки при его полете с произвольным начальным курсом за счет выполнения полета по маршруту с минимальным расстоянием.

Способ вывода самолета в точку начала посадки, включающий измерение текущих координат самолета, предварительное построение участка маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, и непосредственно дуги предпосадочного разворота заданного радиуса, полет по маршруту с учетом измеренных текущих координат самолета, отличающийся тем, что дополнительно доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линии заданного пути и, с учетом начального курса самолета, комбинаций вариантов право- и левостороннего направления предварительного и предпосадочного разворота, строят четыре возможных маршрута, рассчитывают длину их пути, а полет самолета осуществляют по маршруту, для которого путь до точки начала посадки минимален.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу управления подводным аппаратом. Для управления подводным аппаратом измеряют текущие значения углов крена и дифферента подводного аппарата, с помощью программного устройства формируют сигналы управления движителями на основании вектора результирующей их тяги, который автоматически формируют с учетом текущих углов крена и дифферента, измеренных с помощью блока гироскопов на борту подводного аппарата, и информации программного устройства, определяющего пространственное перемещение подводного аппарата без учета текущих значений его углов крена и дифферента.

Изобретение относится к устройству оценки позиции и угла пространственной ориентации транспортного средства. Устройство задает текущий диапазон распределения частиц как предварительно определенный диапазон с помощью фильтра.

Изобретение относится к идентификации воздушного судна и отображения типа и модели воздушного судна при парковке у выхода для пассажиров или на месте стоянки для возможного присоединения пассажирского трапа или загрузочного трапа к двери воздушного судна.

Изобретения относятся к области авиации, к способу посадки беспилотного летательного аппарата (БЛА) на наземное подвижное средство посадки. Наземное подвижное средство посадки беспилотного летательного аппарата содержит автомобиль с установленным на нем причальным устройством.

Изобретение относится к области сельскохозяйственного машиностроения, в частности к системам для автоматического вождения сельскохозяйственных машинно-тракторных агрегатов.

Группа изобретений относится к системам автопилота (варианты) и автопилоту для использования с вертолетом. Система автопилота для управления полетом вертолета содержит ручку циклического управления, процессорное устройство, приводное устройство, устройство ввода данных на ручке циклического управления.

Изобретение относится к способу осуществления маневра заданной конфигурации беспилотного летательного аппарата (БЛА) планирующего типа. Для осуществления маневра исходную краевую задачу наведения разбивают на множество промежуточных краевых задач, при решении которых требуемые значения управляющих параметров по аэродинамическому крену и углу атаки, вычисленные для каждой опорной точки в каждом цикле наведения, оказываются малыми во все время наведения, формируют управляющие воздействия на аэродинамические органы управления БЛА.

Группа изобретений относится к системе управления предупреждениями и процедурами для летательного аппарата, способам параметризации, разработки и технического обслуживания системы управления предупреждениями и процедурами.

Группа изобретений относится к управлению устройствами. Способ для управления интеллектуальным жилищным устройством заключается в том, что получают информацию о посетителях в пределах диапазона и определяют количество посе6тителей согласно полученной информации.

Предложена система управления навигацией транспортного средства. Система управления навигацией транспортного средства содержит навигационную систему и транспортное средство с модулем управления транспортным средством (VCM), модулем управления навигацией (NCM) и интерфейсом средств управления навигацией.

Группа изобретений относится к системам автопилота (варианты) и автопилоту для использования с вертолетом. Система автопилота для управления полетом вертолета содержит ручку циклического управления, процессорное устройство, приводное устройство, устройство ввода данных на ручке циклического управления.

Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета содержит датчики заданной и текущей скорости самолета, семь сумматоров, шесть масштабных блоков, интегратор, рулевой привод, руль высоты, датчик продольной перегрузки, датчик нормальной перегрузки, датчик угла атаки, датчик вертикальной скорости самолета, датчики заданной и текущей высоты полета, блок вычисления тригонометрической функции, два блока перемножения сигналов, два блока формирования сигнала заданной перегрузки, блок ограничения сигнала по величине, блок логики, коммутатор, блок формирования сигнала отработки заданной перегрузки, два фильтра, дополнительный блок ограничения сигнала по величине, соединенные определенным образом.

Автопилот // 2619675
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам управления вертолетами. Система автопилота вертолета включает в себя внутренний контур для поддержания пространственного положения для полета вертолета, включающая в себя заданный уровень резервирования, приложенный к внутреннему контуру.

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 автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата содержит задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты, датчик угла тангажа, задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки, датчик угла атаки, задатчик максимальной нормальной перегрузки, вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, датчик нормальной перегрузки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы.

Система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, первый и второй масштабные блоки, четыре сумматора, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), руль высоты, рулевой привод.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3').

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС).

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов.

Группа изобретений относится к системе и способу автоматического пилотирования, способам разработки и обслуживания системы автоматического пилотирования летательного аппарата (ЛА). Система содержит модуль сбора сигналов ЛА, интерфейсный модуль, модуль обработки выходных сигналов, общее ядро программного обеспечения и инструмент его параметризации, средства загрузки и хранения базы данных (БД). Для автоматического пилотирования производят сбор сигналов ЛА, обрабатывают выходные сигналы, производят вычисления, параметризуемые при помощи БД двоичных параметров. Для разработки системы автоматического пилотирования определяют область конфигурации эксплуатационных потребностей системы автоматического пилотирования, осуществляют программирование и сертификацию общих программных механизмов. Для обслуживания системы автоматического пилотирования осуществляют идентификацию подключившегося пользователя, загрузку БД двоичных параметров, параметризацию общего ядра программного обеспечения с сохранением данных на борту ЛА. Обеспечивается возможность адаптации разрешенной к изменениям части системы автоматического пилотирования к изменениям эксплуатационных потребностей ЛА. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки. Обеспечивается сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки. 2 ил.

Наверх