Способ управления летательным аппаратом при возвращении на корабль

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19)   RU   (11)   2 450 312  (13)   C1
	(51) МПК G05D 1/10 (2006.01)

(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ

Статус: Пошлина:

действует (последнее изменение статуса: 18.07.2016) учтена за 6 год с 26.07.2016 по 25.07.2017

(21)(22) Заявка: 2011131113/08, 25.07.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.07.2011 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 25.07.2011 (45) Опубликовано: 10.05.2012 Бюл. № 13 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2240589 C1, 20.11.2004. RU 40811 U1, 27.09.2004. RU 2046059 С1, 20.10.1995. ЕР 2021239 В1, 02.12.2009. Адрес для переписки: 140103, Московская обл., г. Раменское, ул. Гурьева, 2, ОАО "Раменское приборостроительное КБ"

(72) Автор(ы): Никулин Александр Степанович (RU), Гарбузов Андрей Анатольевич (RU), Гущин Григорий Михайлович (RU), Кавинский Владимир Валентинович (RU), Лобко Сергей Валентинович (RU), Лыткин Павел Дмитриевич (RU), Никулина Анна Александровна (RU), Орехов Михаил Ильич (RU) (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") (RU)

(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПРИ ВОЗВРАТЕ НА КОРАБЛЬ

(57) Реферат:

Изобретение относится к пилотажно-навигационному оборудованию летательных аппаратов (ЛА). Технический результат заключается в повышении точности управления ЛА при выходе на линию взлетно-посадочной полосы (ВВП) движущегося корабля. Для этого предложен способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль, включающий измерение параметров движения ЛА, измерение и передачу на борт ЛА параметров движения корабля, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания вынесенной, относительно ВПП корабля, окружности, формирование программной высоты, формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используют для формирования сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используют при формировании заданной нормальной перегрузкой и изменение, в автоматическом или ручном режиме, углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, по текущим координатам, высоте ЛА, текущим координатам, скорости и курсу корабля определяют полную длину траектории посадки, среднюю скорость ЛА в процессе посадки, время посадки, в соответствии с которыми определяют значения координат корабля в момент посадки, итерационным методом уточняют значения длины траектории посадки, средней скорости ЛА, времени и координат корабля в момент посадки, а затем уточненные значения координат корабля в момент посадки используют при формировании траектории возврата на корабль. 1 ил.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА) корабельного базирования.

Полет любого ЛА можно разделить на

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадку.

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

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. ЛА должен быть выведен в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения, где гарантированно обеспечиваются условия стабильного функционирования бортовых и наземных посадочных систем.

Различные аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего предпосадочное 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 (ВПП) 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, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с ВПП, формирование программной высоты в зависимости от заданной высоты ЛА в точке касания заданной вынесенной окружности, заданного угла наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование рассогласования между заданным и истинным курсами, которое используется для формирования сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используется при формировании сигнала управления заданной нормальной перегрузкой, и изменение в автоматическом режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления.

Способ-прототип функционирует следующим образом.

По текущим координатам ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, координатам начала ВПП φ_ВПП, λ_ВПП и курсу ВПП ψ_ВПП определяют текущие координаты ЛА Х_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с началом ВПП:

X_ЛА=Δλ·sinψ_ВПП+Δφ·cosψ_ВПП,

Y_ЛА=-Δλ·cosψ_ВПП+Δφ·sinψ_ВПП,

где Δφ=(φ_ЛА-φ_ВПП)·R, Δλ=(λ_ЛА-λ_ВПП)·R·соsφ_ЛА, R - радиус Земли.

По текущим координатам ЛА X_ЛА, Y_ЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно начала ВПП Х₀=Д_ВТ, Y₀=R_З определяют заданный курс ЛА ψ_З на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ_И поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ)ЛА:

где  - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, R_З - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА V₃ при выходе в точку А на заданной высоте Н_З, α_СН - угол сноса 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:

γ₃=K₁·(Ψ_З-Ψ_И),

где К₁ - известный коэффициент.

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

Для управления в продольной плоскости на индикацию и в САУ поступают сигналы вертикальной скорости ЛА V_у и отклонения ЛА от программной высоты ΔН:

ΔH=H_ЛА-H_ПР,

где H_ЛА - значение текущей высоты ЛА, H_пр=H_З+tg(θ_З)·D - программное значение высоты, Н_З - заданное значение высоты ЛА в точке А, θ_З - заданный угол наклона траектории снижения.

Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным  значениями нормальной перегрузки. Заданное значение нормальной перегрузки в САУ определяется по следующему закону:

,

где К₂, К₃ - известные коэффициенты.

Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом R_З, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д_ВТ от ее края, и находящуюся на заданной высоте Н_З. После прохождения точки А на высоте Н_З производится разворот ЛА в сторону ВПП, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП. На этом этап возврата заканчивается и начинается этап захода на посадку.

Основным недостатком этого способа, при использовании для возврата на корабль, является тот факт, что управление ЛА осуществляется в предположении постоянства координат ВПП. Изменение координат корабля приведет к тому, что траектория, по которой будет следовать ЛА, в соответствии со сформированными по данному способу управляющими сигналами, будет постоянно изменяться и будет неоптимальной, что может привести к уменьшению безопасности полета.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей способа и повышение точности управления ЛА при выходе на линию ВПП движущегося корабля.

С учетом цели предлагаемого изобретения делаем следующие, не противоречащие содержанию описания вышеуказанного патента на изобретение, допущения:

1) полагаем, что бортовое оборудование ЛА включает, наряду с прочими системами, радиотехническое оборудование, обеспечивающее прием параметров движения корабля (координаты φ_к, λ_К, курс ψ_К, скорость V_К), которые измеряются непосредственным образом бортовым оборудованием корабля и передаются на борт ЛА;

2) полагаем, что управление ЛА может быть осуществлено как в автоматическом режиме с использованием САУ, так и в ручном режиме самим летчиком по индицируемым на соответствующих индикаторах сигналах текущей высоты, программной высоты, вертикальной скорости, истинного и заданного курсов.

Поставленная цель достигается тем, что в известном способе, включающем измерение параметров движения ЛА, измерение и передачу на борт ЛА параметров движения корабля, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с ВПП корабля, формирование программной высоты в зависимости от заданной высоты ЛА в точке касания заданной вынесенной окружности, заданного угла наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используется при формировании сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используется при формировании сигнала управления заданной нормальной перегрузкой, и изменение в автоматическом или ручном режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, по текущим координатам, высоте ЛА и текущим координатам корабля определяют длину траектории посадки вплоть до касания палубы корабля, которую, наряду со значениями текущей высоты, текущей скорости ЛА и известной скорости ЛА в момент посадки, используют для определения средней скорости ЛА в процессе посадки, по длине траектории посадки и средней скорости ЛА в процессе посадки определяют время посадки, в соответствии с которым, используя текущие курс, скорость и координаты корабля, определяют значения координат корабля в момент посадки, итерационным методом уточняют значения длины траектории посадки, средней скорости ЛА в процессе посадки, времени посадки и координат корабля в момент посадки, а затем уточненные значения координат корабля в момент посадки используют при формировании координат центра вынесенной окружности.

Предлагаемый способ проиллюстрирован фиг.1 и функционирует следующим образом.

По текущим координатам ЛА φ_ЛА, λ_ЛА, курсу ψ_К корабля и координатам φ_Ки, λ_Кикорабля, полученным на предыдущем итерационном цикле выполнения задачи, определяют текущие координаты ЛА Х_ЛА, Y_ЛА в системе координат, связанной с началом ВПП, и курс ВПП корабля ψ_ВПП:

ψ_ВПП=ψ_К-Δψ_ВПП,

X_ЛА=Δλ·sinψ_ВПП+Δφ·cosψ_ВПП-ΔX_ВПП,

Y_ЛА=-Δλ·cosψ_ВПП+Δφ·sinψ_ВПП-ΔY_ВПП,

где Δφ=(φ_ЛА-φ_Ки)·R, Δλ=(λ_ЛА-λ_Ки)·R·сosφ_ЛА, R - радиус Земли, который с достаточной точностью для рассматриваемой задачи может быть принят равным 6371 км, Δψ_ВПП - известный угол между продольной осью корабля и направлением ВПП корабля, ΔХ_ВПП и ΔY_ВПП - известные расстояния между точкой, в которой измеряются координаты корабля, и началом ВПП корабля, спроектированные на оси X, Y.

В начальный момент функционирования предлагаемого способа, т.е. на первом итерационном цикле, координатам φ_Ки, λ_Ки присваивают значения текущих координат корабля φ_К, λ_К.

По текущим координатам ЛА X_ЛА, Y_ЛА и заданным координатам центра вынесенной окружности Х₀=Д_ВТ, Y₀=R_З определяют заданный курс ЛА ψ_З на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ_И поступает на индикацию экипажу и в САУ ЛА:

где  - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, R_З - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА V_З при выходе в точку А на заданной высоте Н_З, α_СН - угол сноса ЛА.

На фиг.1 заданный курс, рассчитанный в начальный момент функционирования предлагаемого способа, т.е. на первом итерационном цикле, обозначен как ψ_Зо.

Определяют длину траектории посадки D_ТП вплоть до касания палубы корабля:

D_ТП=D+Д_ВТ+R_З·(ψ_ВПП-ψ_З).

Используя значения длины траектории посадки D_ТП, текущей высоты ЛА H_ЛА, текущей скорости ЛА V_ЛА, известную из аэродинамики конкретного ЛА зависимость его скорости от высоты в процессе выполнения стандартного предпосадочного маневра, определяют среднюю скорость ЛА в процессе посадки V_ЛАС. Простейшая реализация этой операции может быть осуществлена табличным методом с линейной аппроксимацией между табличными значениями.

Используя длину траектории посадки D_ТП и среднюю скорость ЛА в процессе посадки V_ЛАС, определяют относительное время посадки

T_П=D_ТП/V_ЛАС.

Используя время посадки Т_П и текущие координаты φ_К, λ_К, курс ψ_К, скорость V_Ккорабля, определяют координаты корабля в момент посадки:

φ_Ки=φ_К+T_П·V_К·cosψ_K/R,

λ_Ки=λ_К+T_П·V_К·sinψ_К/(R·cosφ_К),

которые на следующем итерационном цикле выполнения задачи будут использованы в качестве координат корабля.

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:

γ_З=K₁·(Ψ_З-Ψ_И),

где К₁ - известный коэффициент.

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

После того как истинный курс ЛА ψ_И сравняется с заданным курсом ψ_З, крен ЛА становится равным нулю и ЛА летит на точку А касания заданной вынесенной окружности.

Для управления в продольной плоскости на индикацию и в САУ поступают сигналы вертикальной скорости ЛА V_у и отклонения ЛА от программной высоты ΔН:

ΔH=H_ЛА-Н_ПР,

где H_ЛА - значение текущей высоты ЛА, Н_ПР=H_З+tg(θ_З)·D - программное значение высоты, Н_З - заданное значение высоты ЛА в точке А, θ_З - заданный угол наклона траектории снижения.

В автоматическом режиме управления отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным значениями нормальной перегрузки. Заданное значение нормальной перегрузки в САУ определяется по следующему закону:

,

где К₂, К₃ - известные коэффициенты.

В ручном режиме управления летчик, управляя рулевыми поверхностями ЛА, самостоятельно отрабатывает отклонение ЛА от программной высоты ΔH с учетом его текущей вертикальной скорости.

Таким образом, управление ЛА осуществляется на точку А касания заданной окружности с радиусом R_З, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д_ВТ от ее края.

После прохождения точки А на высоте Н₃ производится разворот ЛА в сторону ВПП, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП. На этом этап возврата заканчивается и начинается этап захода на посадку.

Предлагаемый способ может быть реализован в бортовой цифровой вычислительной системе бортового оборудования ЛА. Реализация предлагаемого способа не подразумевает изменение или дополнение аппаратуры, устанавливаемой на борту ЛА корабельного базирования, и предполагает использование только известных сигналов и исполнительных механизмов бортового оборудования ЛА.