СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AUTOMATIC AIRCRAFT LANDING METHOD

Общая область техники
Изобретение относится к области управления летательным аппаратом.
В частности, объектом является способ автоматического управления летательного аппарата, такого как беспилотный аппарат, из положения, удаленного от аэропорта, до посадки летательного аппарата на взлетно-посадочную полосу аэропорта.
Уровень техники
Существующие системы управления беспилотных аппаратов обеспечивают автономное управление полетом беспилотного аппарата вдоль заданной траектории, соответствующей, например, маршруту воздушного наблюдения. Для осуществления такого управления через равномерные интервалы времени определяют место летательного аппарата, которое сравнивают с заданной траекторией следования. Как правило, это место определяют при помощи приемника спутниковой системы абсолютного позиционирования, такой как системы GPS или Galileo.
Однако иногда вычислительное устройство летательного аппарата оказывается не в состоянии определить текущее место летательного аппарата либо по причине неисправности компонента летательного аппарата, такого как приемник GPS, либо по причине отсутствия сигнала системы позиционирования, например, в случае действующих на сигнал помех. Не зная место летательного аппарата, его вычислительное устройство не может вести летательный аппарат по заданной траектории. При этом система управления летательного аппарата оказывается не в состоянии привести его в точку посадки, такую как взлетно-посадочная полоса аэропорта. Летательный аппарат может упасть в неизвестном месте и быть потерянным.
Чтобы избежать этого риска, текущее место летательного аппарата можно определить при помощи другой бортовой системы. Например, вычислительное устройство летательного аппарата может определять это место на основании сигналов, выдаваемых инерциальным блоком, непрерывно измеряющим линейные и угловые ускорения летательного аппарата. Интегрирование сигналов, выдаваемых инерциальным блоком, позволяет определять перемещения летательного аппарата и, следовательно, определять его относительное положение относительно последнего положения, полученного от спутниковой системы позиционирования.
Однако определение места летательного аппарата при помощи такого метода, основанного на интегрировании сигналов инерциального блока, может иметь большую погрешность. Накопление отклонений в течение времени между движением, определяемым путем интегрирования, и реальным движением летательного аппарата приводит к отклонению определяемого места летательного аппарата относительно его реального места. Такое отклонение может достигать нескольких километров на час полета относительно последнего места, полученного при помощи спутниковой системы позиционирования. В случае отказа спутниковой системы позиционирования, происшедшего на большом расстоянии от предусмотренной точки посадки и вынуждающего вести летательный аппарат по сигналам инерциального блока в течение длительного времени, система управления может при таком отклонении привести летательный аппарат в место, удаленное на несколько километров от точки посадки. В этом случае летательный аппарат окажется не в состоянии определить свое реальное место и найти аэропорт, предусмотренный для его посадки.
В связи с этим существует потребность в способе управления, позволяющем надежно и автономно вести летательный аппарат из удаленной точки возвращения до аэропорта и посадить летательный аппарат на взлетно-посадочную полосу этого аэропорта, несмотря на невозможность позиционирования при помощи спутниковой системы и на явное отклонение текущего места летательного аппарата, определяемого по сигналам его инерциального блока.
Раскрытие изобретения
Первым объектом настоящего изобретения является способ обеспечения автоматической посадки летательного аппарата на взлетно-посадочную полосу из точки возвращения до точки приземления, в которой летательный аппарат входит в контакт с взлетно-посадочной полосой,
при этом указанный способ осуществляют при помощи бортового устройства обработки данных указанного летательного аппарата, которое выполнено с возможностью соединения с:
- инерциальным блоком, выполненным с возможностью оценивать место и положение летательного аппарата,
- альтиметром, выполненным с возможностью измерять высоту полета летательного аппарата,
- индикатором отклонения курса, выполненным с возможностью измерять относительно контрольной точки азимут летательного аппарата относительно контрольного направления,
при этом указанный способ характеризуется тем, что содержит:
- фазу обеспечения обратной навигации, включающую в себя управление, на основании данных места и положения, выдаваемых инерциальным блоком, и данных высоты, выдаваемых альтиметром, летательного аппарата вдоль заданной траектории от точки возвращения до заданной точки захода на посадку, находящейся приблизительно на одной линии с осью взлетно-посадочной полосы, при этом управление осуществляют по меньшей мере на части указанной заданной траектории на основании скорректированных данных, вычисленных при помощи данных места летательного аппарата, получаемых от инерциального блока, и измерений, передаваемых индикатором отклонения курса,
- фазу обеспечения посадки, включающую в себя управление летательным аппаратом от точки захода на посадку до точки приземления.
Измерения, передаваемые индикатором отклонения курса, позволяют корректировать данные места инерциального блока, чтобы компенсировать его отклонение. Таким образом, летательный аппарат можно привести в точку С захода на посадку с меньшей погрешностью, позволяющей обеспечить его надежную посадку.
Фаза обеспечения обратной навигации может включать в себя:
- первый этап управления летательным аппаратом вдоль заданной траектории от точки возвращения до заданной точки захвата на основании данных места и положения, выдаваемых инерциальным блоком, и данных высоты, выдаваемых альтиметром,
- второй этап управления летательным аппаратом вдоль заданной траектории от точки захвата к точке захода на посадку на основании данных положения, выдаваемых инерциальным блоком, данных высоты, выдаваемых альтиметром, и скорректированных данных места, вычисленных при помощи данных места летательного аппарата, полученных от инерциального блока, и измерений азимута, переданных индикатором отклонения курса, при этом указанная заданная траектория задает летательному аппарату круговое движение между точкой захвата В и точкой захода на посадку.
Круговое движение, осуществляемое между точкой захвата и точкой захода на посадку, позволяет уменьшить погрешность места летательного аппарата, связанную с погрешностями измерения индикатора отклонения курса. Таким образом, летательный аппарат можно вести до точки захода на посадку с повышенной точностью, обеспечивающей хорошее выравнивание с взлетно-посадочной полосой.
Первый этап управления фазы обеспечения обратной навигации может включать в себя управление летательным аппаратом вдоль заданной траектории от точки возвращения до точки захвата на основании данных положения, выдаваемых блоком инерциальных датчиков, данных высоты, выдаваемых альтиметром, и скорректированных данных места, вычисленных при помощи данных местоположения летательного аппарата, полученных от блока инерциальных датчиков, и измерений азимута, переданных детектором отклонения курса.
Таким образом, измерения детектора отклонения курса можно использовать, чтобы компенсировать отклонение блока инерциальных датчиков, начиная от точки возвращения, что позволяет минимизировать погрешность местоположения летательного аппарата во время его направления к точке захвата.
В первом варианте осуществления заданная траектория между точкой возвращения и точкой захвата является прямолинейной.
Прямолинейная траектория позволяет минимизировать расстояние, проходимое между точкой возвращения и точкой захвата, что позволяет минимизировать время возвращения и расходование ресурсов на этом участке обратной траектории.
Во втором варианте осуществления заданная траектория между точкой возвращения и точкой захвата является зигзагообразной.
Зигзагообразная траектория позволяет в большей степени менять диапазон углового изменения, измеряемого детектором отклонения курса, и, следовательно, уменьшить связанную с ним погрешность и погрешность места летательного аппарата.
Учитывая, что устройство обработки данных выполнено также с возможностью соединения с камерой, установленной на летательном аппарате, фаза обеспечения посадки может включать в себя оценку места точки приземления на изображении взлетно-посадочной полосы, снимаемом камерой, и оценку места летательного аппарата в зависимости от указанного оценочного места точки приземления на изображении и от данных высоты, выдаваемых альтиметром.
Таким образом, место летательного аппарата можно определять в течение всей посадки с меньшей погрешностью, чем если бы его определяли при помощи инерциального блока или индикатора отклонения курса. Эта повышенная точность позволяет надежно вести летательный аппарат между точкой захода на посадку и точкой приземления и произвести его посадку.
Поскольку устройство обработки данных выполнено также с возможностью соединения с приемопередатчиком, установленным на указанном летательном аппарате и предназначенным для приема сигналов, передаваемых по меньшей мере тремя приемопередатчиками, находящимися на земле, фаза обеспечения посадки может включать в себя оценку скорректированных данных местоположения летательного аппарата на основании данных местоположения, выдаваемых инерциальным блоком, измерений азимута, передаваемых индикатором отклонения курса, данных расстояний между бортовым приемопередатчиком и указанными по меньшей мере тремя наземными приемопередатчиками.
Использование информации о расстоянии между летательным аппаратом и неподвижными точками на земле с известным положением, такими как наземные приемопередатчики, позволяет уменьшить погрешность местоположения летательного аппарата, определяемого при помощи инерциального блока и индикатора отклонения курса, чтобы точно вести летательный аппарат до точки приземления.
Вторым объектом изобретения является компьютерный программный продукт, содержащий командные коды для осуществления заявленного способа, когда эту программу исполняет процессор.
Третьим объектом изобретения является устройство обработки данных, выполненное с возможностью осуществления заявленного способа.
Четвертым объектом изобретения является система обеспечения автоматической посадки летательного аппарата на взлетно-посадочную полосу, содержащая:
- инерциальный блок, выполненный с возможностью оценивать место и положение летательного аппарата,
- альтиметр, выполненный с возможностью измерения высоты полета летательного аппарата,
- индикатор отклонения курса, выполненный с возможностью измерять, относительно контрольной точки, азимут летательного аппарата относительно контрольного направления,
- заявленное устройство обработки данных.
Указанная заявленная система обеспечения может дополнительно содержать камеру, выполненную с возможностью соединения с устройством обработки данных.
Указанная заявленная система обеспечения может дополнительно содержать:
- по меньшей мере три приемопередатчика, находящиеся на земле;
- приемопередатчик, предназначенный для приема сигналов, передаваемых указанными по меньшей мере тремя наземными приемопередатчиками, установленный на указанном летательном аппарате и выполненный с возможностью соединения с устройством обработки данных.
Такие компьютерные программные продукты, устройства обработки данных и системы имеют те же преимущества, которые были упомянуты выше в связи с заявленным способом.
Краткое описание чертежей
Другие признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания варианта выполнения. Это описание представлено со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 - схема примера управления при посадке летательного аппарата на взлетно-посадочную полосу от точки возвращения А до точки приземления РА согласно варианту осуществления изобретения;
фиг. 2 - система обеспечения посадки летательного аппарата согласно варианту осуществления изобретения;
фиг. 3 - две радиоэлектрические линии связи, соединяющие устройство обработки данных с наземной станцией, а также индикатор отклонения курса, включенный в заявленную систему обеспечения посадки;
фиг. 4 - система обеспечения посадки летательного аппарата согласно варианту осуществления изобретения;
фиг. 5 - блок-схема примера осуществления заявленного способа обеспечения автоматической посадки летательного аппарата;
фиг. 6 - схема вычисления скорректированных данных местоположения на основании измерений, выдаваемых индикатором отклонения курса, согласно варианту осуществления изобретения;
фиг. 7 - график, показывающий отклонение между местом летательного аппарата и точкой захода на посадку после завершения кругового движения летательного аппарата в зависимости от радиуса кривизны;
фиг. 8 - фаза обеспечения посадки в соответствии с изобретением, когда система обеспечения оснащена камерой;
фиг. 9 - позиционирование перекрестия на изображении в точке приземления;
фиг. 10 - схема вычисления скорректированных данных местоположения на основании измерений, выдаваемых индикатором отклонения курса, согласно варианту осуществления изобретения.
Подробное описание
Вариант осуществления изобретения касается способа обеспечения автоматической посадки летательного аппарата 1 на взлетно-посадочную полосу из точки возвращения А до точки приземления РА, где летательный аппарат входит в контакт с взлетно-посадочной полосой, как показано на фиг. 1. Этот способ осуществляют при помощи устройства 2 обработки данных системы 3 обеспечения посадки, как показано на фиг. 2. Система 3 обеспечения посадки может также содержать альтиметр 4 и инерциальный блок 5, которые установлены на борту летательного аппарата и с которыми может соединяться устройство обработки данных.
Альтиметр 4 может быть барометрическим альтиметром или лазерным альтиметром. Барометрический альтиметр может иметь точность до 10 метров и может регулироваться по значению атмосферного давления QNH, которое является барометрическим давлением, скорректированным с учетом инструментальных погрешностей, погрешностей температуры и силы земного притяжения и приведенным к среднему уровню моря (MSL или Mean Sea Level). На практике давление QNH может быть задано относительно порога взлетно-посадочной полосы таким образом, чтобы альтиметр показывал географическую высоту точки приземления РА, когда летательный аппарат находится над указанным порогом полосы. Лазерный альтиметр может иметь точность до 0,2 метра, и его можно использовать на высоте ниже 100 метров.
Инерциальный блок 5 может интегрировать движение летательного аппарата (ускорение и угловую скорость) для оценки его ориентации (углов крена, тангажа и курсового угла), его линейной скорости и его местоположения. Он содержит акселерометры для измерения линейных ускорений летательного аппарата в трех ортогональных направлениях и гироскопы для измерения трех составляющих вектора угловой скорости (скоростей крена, тангажа и рыскания). Инерциальный блок выдает также положение летательного аппарата (углы крена, тангажа и курсовой угол).
Этот способ обеспечивает надежное автономное наведение летательного аппарата, такого как беспилотный аппарат или лайнер, от удаленной точки возвращения до взлетно-посадочной полосы, например, взлетно-посадочной полосы аэропорта, и приземление летательного аппарата на этой полосе, несмотря на недоступность спутникового позиционирования и несмотря на явное отклонение текущего местоположения летательного аппарата, определяемого его инерциальным блоком 5, посредством коррекции данных места, выдаваемых этим блоком, при помощи дополнительных данных местоположения, поступающих от наземной системы.
Для этого устройство 2 обработки данных выполнено с возможностью установки на борту летательного аппарата и может содержать вычислительное устройство и интерфейс связи. Такое бортовое вычислительное устройство может представлять собой процессор или микропроцессор, например, типа х-86 или RISC, контроллер или микроконтроллер, цифровой сигнальный процессор DSP, интегральную схему, такую как ASIC, или программируемую схему, такую как FPGA, комбинацию таких элементов или любую другую комбинацию, позволяющую осуществлять этапы вычисления описанного ниже способа. Такой интерфейс связи может быть любым интерфейсом, аналоговым или цифровым, позволяющим вычислительному устройству обмениваться информацией с другими элементами системы 3 обеспечения, такими как альтиметр 4 и инерциальный блок 5. Такой интерфейс может быть, например, последовательным интерфейсом RS232, интерфейсом USB, Firewire, HDMI или сетевым интерфейсом типа Ethernet.
Как показано на фиг. 2, вычислительное устройство устройства 2 обработки данных может быть общим для автономной навигационной системы 6 и для системы 7 управления полетом (SCV). Автономная навигационная система 6 может оценивать широту и долготу места летательного аппарата, а также высоту во время посадки. Система 7 управления полетом может обеспечивать наведение летательного аппарата в зависимости от данных широты и долготы, поступающих от автономной навигационной системы 6, от высоты, выдаваемой альтиметром 4, и от данных положения летательного аппарата, таких как курс, крен и тангаж, выдаваемых инерциальным блоком 5. Для этого система управления полетом может передавать команды на органы пилотирования летательного аппарата, такие как электрические, гидравлические или гибридные приводы, приводящие в действие рули 8, или на рычаг 9 газа.
Устройство 2 обработки данных может быть связано с наземной станцией, расположенной вблизи аэропорта или взлетно-посадочной полосы, через две линии связи, как показано на фиг. 3:
- линию 11, называемую линией «контроля/управления» С2, которая является радиоэлектрической и двунаправленной в полосе электромагнитного спектра от 3 до 6 ГГц и обеспечивает обмен сообщениями контроля и управления между наземной станцией и летательным аппаратом. Передаваемые сигналы модулируются посредством модуляции с одной несущей и передаются/принимаются при помощи антенны всенаправленного излучения, установленной на вершине мачты на наземной станции;
- радиоэлектрическую и двунаправленную линию 12 М передачи полетных данных в полосе электромагнитного спектра от 10 до 15 ГГц, которая обеспечивает обмен потоками данных, генерируемыми различными бортовыми датчиками. Передаваемые сигналы модулируются посредством модуляции с несколькими несущими и передаются/принимаются при помощи направленной антенны, такой как параболическая антенна, установленная на вершине мачты.
Система 3 обеспечения посадки содержит также индикатор 13 отклонения курса. Такой индикатор отклонения курса представляет собой наземную систему, соединенную с направленной антенной наземной станции, используемой для линии 12 передачи полетных данных. Индикатор отклонения курса выполнен с возможностью непрерывного измерения направления, по которому следует летательный аппарат, то есть азимута летательного аппарата относительно контрольного направления, например, направления на Север. Азимут летательного аппарата измеряют в отношении контрольной точки, например, в отношении положения направленной антенны, установленной на вершине мачты. Индикатор отклонения курса может измерять этот угол на основании ориентации направленной антенны, получаемой от электромеханического устройства позиционирования антенны, выполненного с возможностью позиционировать направленную антенну по пеленгу и углу места таким образом, чтобы направлять ее в сторону летательного аппарата для передачи измеренных данных азимута в устройство обработки данных через линию 11 контроля/управления.
Способ предусматривает использование этих данных азимута, передаваемых индикатором отклонения курса, и данных места летательного аппарата, выдаваемых инерциальным блоком, для вычисления скорректированных данных места, компенсирующих отклонение инерциального блока. Эти скорректированные данные места можно использовать для управления летательным аппаратом до заданной точки захода на посадку С, находящейся приблизительно на одной линии с осью взлетно-посадочной полосы и расположенной на периферии зоны захода на посадку, центрованной по точке приземления РА и имеющей заданный радиус, как показано на фиг. 1. Например, такая зона захода на посадку может иметь радиус, меньший или равный 5 км.
Система 3 обеспечения посадки может также содержать дополнительную систему позиционирования, предназначенную для управления летательным аппаратом в зоне захода на посадку во время фазы посадки до точки приземления.
В первом варианте выполнения, показанном на фиг. 2, система 3 обеспечения посадки содержит камеру 14, установленную на борту летательного аппарата, с которой может быть соединено устройство обработки данных. Такая камера может быть инфракрасной панорамной камерой, например, типа SWIR (“ShortWave Infrared Range» с длиной волны от 0,9 до 1,7 микрон). Видеопоток, снимаемый камерой, передается в устройство 2 обработки, чтобы засечь взлетно-посадочную полосу и определить место летательного аппарата относительно этой полосы во время посадки, и в наземную станцию при помощи линии передачи полетных данных.
Во втором варианте выполнения, показанном на фиг. 4, система 3 обеспечения посадки содержит по меньшей мере три приемопередатчика, находящиеся на земле, и бортовой приемопередатчик 15 на летательном аппарате, выполненный с возможностью соединения с устройством 2 обработки данных. Такие приемопередатчики могут представлять собой радиоэлектрические маяки ULB (ультраширокополосные). Обмениваясь сигналами с наземными приемопередатчиками, бортовой приемопередатчик может определять расстояние, отделяющее его от каждого из наземных приемопередатчиков, например, посредством измерения времени передачи в обоих направлениях. Бортовой приемопередатчик выполнен также с возможностью передачи этих расстояний в устройство 2 обработки. Зная положения приемопередатчиков на земле, устройство 2 обработки может определить место летательного аппарата, скорректированное на основании данных азимута, переданных индикатором отклонения курса, данных места летательного аппарата, поступающих от инерциального блока, и данных расстояния, выдаваемых бортовым приемопередатчиком.
Этапы способа более подробно описаны ниже со ссылками на фиг. 5.
Способ может содержать фазу Р1 обеспечения обратной навигации, в ходе которой устройство обработки осуществляет управление, на основании данных места и ориентации, выдаваемых инерциальным блоком 5, и данных высоты, выдаваемых альтиметром 4, летательного аппарата вдоль заданной траектории от точки возвращения А до заданной точки захода на посадку С, находящейся приблизительно на одной линии с осью взлетно-посадочной полосы. Чтобы компенсировать отклонение данных места, выдаваемых инерциальным блоком, управление можно осуществлять по меньшей мере на части указанной заданной траектории на основании скорректированных данных места, вычисленных при помощи данных места летательного аппарата, выдаваемых инерциальным блоком, и измерений, передаваемых индикатором отклонения курса. Согласно варианту, скорректированные данные можно также вычислять в зависимости от данных высоты, выдаваемых альтиметром.
Способ может также содержать фазу Р2 обеспечения посадки, в ходе которой устройство обработки осуществляет управление летательным аппаратом от точки захода на посадку С до точки приземления РА.
Вычисление скорректированных данных места с использованием измерений, передаваемых индикатором отклонения курса, может осуществлять модуль 16 минимизации, минимизирующий функцию стоимости, как показано на фиг. 6. Такая функция стоимости может представлять собой математическое выражение, содержащее члены степени отклонения между реальными координатами места летательного аппарата и соответствующими координатами, выдаваемыми инерциальным блоком или индикатором отклонения курса. Эти степени можно выбирать произвольно или таким образом, чтобы модулировать или усиливать относительную долю участия одних относительно других. При этом искомыми скорректированными координатами места являются координаты, выбранные в качестве реальных координат места, минимизирующих функцию стоимости согласно критерию наименьших «степеней». Ниже приведен пример простой функции стоимости С, в котором не учтены измерения высоты, выдаваемые альтиметром. Эта функция стоимости содержит, например, член С1, являющийся функцией координат места, определяемых инерциальным блоком, и член С2, являющийся функцией измерения азимута, выдаваемого индикатором отклонения курса.
Поскольку определение места летательного аппарата происходит дискретно, в этом примере предполагается, что его осуществляют периодически с периодом Т дискретизации. Возьмем, например, момент t=kT.
где:
: Положение летательного аппарата, определенное в момент mT.
: Положение, выданное инерциальным блоком в момент mT.
: Максимальное отклонение инерциального блока в момент mT.
: Факультативные параметры, позволяющие постепенно согласовать функцию стоимости с «прямоугольной ямой» (когда).
: Азимут летательного аппарата, определенный относительно контрольного направления в момент .
: Азимут летательного аппарата, измеренный относительно контрольного направления в момент .
: Стандартное отклонение ошибки измерения, допущенной индикатором отклонения курса.
Угол  связан с координатами  следующим образом:
где  обозначает действительную часть.
Степени p, q можно модулировать, чтобы изменить вес каждого члена в функции С в зависимости от текущего этапа управления, например, таким образом, чтобы уменьшить значимость участия инерциального блока после прохождения точки захвата В.
Например, члены С1 и С2 являются функцией данных места и измерений азимута, полученных в несколько моментов mT до момента kT, для которого необходимо получить скорректированные данные места x(t), y(t). Поскольку координаты места  и измерения азимута ,  уже были определены или измерены для моментов, предшествующих t=kT, эти члены считаются известными при m<k.
При этом минимизация  представляет собой минимизацию:
Ответ получают посредством решения следующей системы уравнений:
Эту систему можно решить при помощи любого метода, известного специалисту в данной области, например, путем итеративного метода Ньютона-Рафсона. Для этого построим следующие вектор F и матрицу J Якоби:
где n обозначает индекс текущей итерации.
Решение определяют итеративно следующим образом:
Первоначальное место, позволяющее начать вышеуказанное уравнение, получают при помощи фильтра после завершения предыдущей итерации фильтрации.
Если матрица J построена некорректно, можно осуществить регуляризацию Тихонова.
Скорректированные данные места (x(t), y(t)), полученные путем минимизации функции стоимости, можно отфильтровать при помощи фильтра Калмана 17, чтобы уточнить оценку места летательного аппарата до использования этого места с целью осуществления управления летательным аппаратом. Чтобы повысить эффективность этой фильтрации, устройство обработки может содержать модуль 18 отслеживания траектории, предназначенный для адаптации матрицы состояния фильтра, чтобы учитывать профиль заданной траектории, которой должен следовать летательный аппарат. Для этого модуль отслеживания траектории может получать эту заданную траекторию от наземной станции через линию 11 контроля/управления.
Такая компенсация отклонения инерциального блока летательного аппарата при помощи измерений, выдаваемых индикатором отклонения курса, позволяет системе обеспечения улучшить определение ею места летательного аппарата, несмотря на недоступность спутникового позиционирования и несмотря на отклонение инерциального блока. Несмотря на это, определенные скорректированные данные места остаются зависимыми от погрешностей и ошибок измерения индикатора отклонения курса. Такие ошибки и погрешности по азимуту могут достигать половины градуса, что может представлять собой серьезную ошибку в определении места летательного аппарата, когда он находится на большом расстоянии от точки приземления РА.
Чтобы минимизировать ошибку в месте летательного аппарата, связанную с ошибками и погрешностью измерения индикатора отклонения курса, фаза Р1 обеспечения навигации может включать в себя первый этап Е1 управления летательным аппаратом вдоль заданной траектории от точки возвращения А до заданной точки захвата В. Фаза Р1 обеспечения навигации может также включать в себя второй этап Е2 управления летательным аппаратом вдоль заданной траектории от точки захвата В до точки захода на посадку С, при этом указанная заданная траектория задает летательному аппарату круговое движение между точкой захвата В и точкой захода на посадку С. В частности, круговое движение можно осуществлять вокруг контрольной точки, относительно которой производятся измерения индикатора отклонения курса. Во время этого второго этапа Е2 управления летательным аппаратом можно осуществлять управление на основании данных положения, выдаваемых инерциальным блоком, данных высоты, выдаваемых альтиметром, и скорректированных данных места, вычисляемых при помощи данных места летательного аппарата, выдаваемых инерциальным блоком, и измерений азимута, передаваемых индикатором отклонения курса.
Осуществление такого кругового движения позволяет изменить положение направленной антенны наземной станции и, следовательно, изменить измерения угла, производимые индикатором отклонения курса. Это позволяет уменьшить ошибку в месте летательного аппарата, оцениваемом на основании данных места инерциального блока и измерений индикатора отклонения курса. Например, заданную траекторию выбирают таким образом, чтобы угловое сканирование летательного аппарата относительно наземной станции превышало 90°. Такое круговое движение осуществляют внутри зоны захвата, показанной на фиг. 1 в виде круга с центром в точке приземления РА, окружающего зону захода на посадку. Например, максимальный радиус зоны захвата может быть меньшим или равным 10 км. Круг, окружающий зону захода на посадку и содержащий точку возвращения А, называют зоной обратной навигации, которая может простираться на расстояние 150 км от точки приземления.
Точку захвата В, начиная от которой осуществляют круговое движение, можно выбрать таким образом, чтобы реальное место летательного аппарата действительно находилось в зоне захвата, если устройство обработки оценивает, что летательный аппарат находится в точке захвата В, несмотря на ошибку в месте летательного аппарата, являющуюся результатом отклонения инерциального блока и погрешности измерений индикатора отклонения курса.
Например, как показано на фиг. 1, выбранная траектория между точкой захвата В и точкой захода на посадку С может быть U-образной траекторией. В альтернативном варианте указанная траектория может быть О-образной или спиральной траекторией, приводящей к угловому сканированию летательного аппарата относительно наземной станции, потенциально превышающему 360°. В этом случае летательный аппарат совершает более одного полного круга вокруг наземной станции, прежде чем достичь точки захода на посадку.
Остаточная погрешность местоположения летательного аппарата тем меньше, чем меньше радиус кривизны кругового движения, как показано на фиг. 7. Следовательно, круговое движение предпочтительно можно осуществлять с наименьшим возможным радиусом кривизны, например, меньшим 5 км и даже меньшим или равным 2 км.
Во время этого первого этапа Е1 управления летательным аппаратом можно осуществлять управление только на основании данных места и ориентации, выдаваемых инерциальным блоком, и данных высоты, выдаваемых альтиметром. При этом данные места летательного аппарата не уточняют при помощи измерений индикатора отклонения курса между точкой возвращения А и точкой захвата В. В альтернативном варианте во время этого первого этапа Е1 управления летательным аппаратом можно осуществлять управление на основании данных ориентации, выдаваемых инерциальным блоком, данных высоты, выдаваемых альтиметром, и скорректированных данных места, вычисляемых при помощи данных места летательного аппарата, выдаваемых инерциальным блоком, и измерений азимута, передаваемых индикатором отклонения курса. При этом данные места летательного аппарата можно уточнять при помощи измерений индикатора отклонения курса между точкой возвращения А и точкой захода на посадку С.
Во время этого первого этапа Е1 управления заданная траектория, которой следует летательный аппарат между точкой возвращения А и точкой захвата В, может быть прямолинейной, что позволяет минимизировать проходимое расстояние и энергию, потребляемую для достижения точки захвата В.
В альтернативном варианте, если первый этап Е1 управления включает в себя управление летательным аппаратом на основании скорректированных данных места, то есть если измерения индикатора отклонения курса уже были использованы между точкой возвращения А и точкой захвата В для компенсации отклонения инерциального блока, заранее определенная траектория, по которой следует летательный аппарат между точкой возвращения А и точкой захвата В, может быть зигзагообразной. Такая траектория позволяет слегка изменить ориентацию положения направленной антенны наземной станции и, следовательно, уменьшить погрешность в отношении места летательного аппарата до осуществления кругового движения.
Описанные выше этапы позволяют компенсировать отклонение инерциального блока и получать местоположение летательного аппарата с точностью, как правило, порядка пятидесяти метров или менее, которая является достаточной, чтобы привести летательный аппарат в створ взлетно-посадочной полосы до точки захода на посадку С. Однако полученная точность может оказаться недостаточной для управления летательным аппаратом до точки приземления и для его посадки на взлетно-посадочную полосу. При погрешности позиционирования порядка 50 м летательный аппарат может пройти в стороне от полосы. Следовательно, желательно получать местоположение летательного аппарата с более высокой точностью, гарантирующей надежную посадку.
В первом варианте осуществления летательным аппаратом управляют от точки захода на посадку С до точки приземления РА на основании данных положения, выдаваемых инерциальным блоком, данных высоты, выдаваемых альтиметром, и скорректированных данных места, вычисляемых при помощи данных места летательного аппарата, выдаваемых инерциальным блоком, и измерений азимута, передаваемых индикатором отклонения курса, как во время второго этапа Е2 управления.
Во втором варианте осуществления, представленном на фиг. 5 и 8, во время фазы Р2 обеспечения посадки, в ходе которой летательным аппаратом управляют от точки захода на посадку С до точки приземления РА, можно использовать изображения взлетно-посадочной полосы и точки приземления РА, получаемые при помощи камеры 14, установленной на борту летательного аппарата. Для этого фаза Р2 обеспечения посадки может содержать этап Е3 обработки изображения, во время которого место точки приземления РА оценивают на снятом камерой изображении взлетно-посадочной полосы. Этот этап можно осуществлять многократно в течение всего захода на посадку летательного аппарата и его приземления.
Это отслеживание точки приземления на изображении может быть полностью автоматическим, если точка приземления легко обнаруживается на изображении, например, если точка приземления обозначена на взлетно-посадочной полосе в виде наземного знака или если саму полосу можно обнаружить благодаря присутствию на земле одного или нескольких знаков, таких как разметка или посадочные огни. Положение точки приземления на изображении можно определить при помощи известных технологий распознавания формы на изображении.
В альтернативном варианте место точки приземления на изображении может уточнить оператор на первом изображении посредством линии 11 контроля/управления, например, расположив на изображении перекрестие наведения на точку приземления, как показано на фиг. 9. Затем устройство обработки может обеспечить отслеживание места точки приземления, показанной перекрестием, на изображениях, получаемых в дальнейшем от бортовой камеры, и автоматически корректировать положение перекрестия, чтобы удерживать его нацеленным на точку приземления. Такая ручная инициация отслеживания может быть необходимой, когда разметки взлетно-посадочной полосы или точки приземления оказывается недостаточно для автоматического отслеживания или когда условия полета (ночное время, дождь, туман…) не позволяют производить такое автоматическое отслеживание. В случае необходимости, оператор может корректировать отслеживание места, поправляя вручную один или несколько раз положение перекрестия на текущем изображении, чтобы перекрестие оставалось нацеленным на точку приземления на обрабатываемых последовательных изображениях. Для облегчения автоматического отслеживания места точки приземления с двух сторон от взлетно-посадочной полосы можно расположить инфракрасные маяки на уровне точки приземления.
Фаза Р2 обеспечения посадки может также содержать первый этап Е4 определения места, во время которого место летательного аппарата оценивают в зависимости от места точки приземления, полученного путем оценки на изображении во время этапа Е3 обработки изображения. Эта оценка требует также данных высоты летательного аппарата, получаемых от альтиметра, и координат точки приземления, которые могут поступать от наземной станции через линию 11 контроля/управления. По завершении первого этапа Е4 определения места устройство обработки имеет местоположение летательного аппарата, например, в виде долготы и широты. Это место можно использовать для осуществления управления летательным аппаратом до его посадки в точке приземления РА во время третьего этапа Е6 управления. Как и во время фазы Р1 обеспечения, данные места летательного аппарата, полученные после первого этапа Е4 определения места, можно отфильтровать при помощи фильтра Калмана во время этапа Е5 фильтрации, чтобы уточнить оценку места летательного аппарата перед использованием этого места для осуществления управления летательным аппаратом в ходе третьего этапа Е6 управления.
Ниже представлен не ограничительный пример варианта осуществления первого этапа Е4 определения места. Альтернативно можно применять другие варианты осуществления, хорошо известные специалисту в данной области. Как показано на фиг. 5, первый этап Е4 определения места может включать в себя этап Е41 вычисления линии наведения, во время которого в центрированной наземной системе координат определяют линию наведения летательного аппарата на точку приземления РА.
Это определение можно осуществлять на основании:
L
G
z
- (PA, PA, PA) места точки приземления РА, получаемого от наземной станции,
H
v
- (PA, PA) абсциссы и ординаты точки приземления, помеченной перекрестием на изображении бортовой камеры, полученных после этапа Е3 обработки изображения, например, относительно левого верхнего угла изображения,
- (Cφ, Cθ, Cψ) углов позиционирования бортовой камеры в системе координат, привязанной к летательному аппарату,
AOH
AOV
- (C, C) горизонтального и вертикального углов апертуры камеры,
RH
RV
- (C, C) горизонтального и вертикального разрешения камеры,
- (Aφ, Aθ, Aψ) углов крена, тангажа и курсового угла летательного аппарата, выдаваемых инерциальным блоком,
Z
- A высоты летательного аппарата, выдаваемой альтиметром.
Кроме того, применяют следующие обозначения:
azimuth
elevation
- C и C: азимут и возвышение летательного аппарата в системе координат камеры,
- RT: радиус Земли,
- Vx: вектор, связанный с 1-й нормалью к линии наведения в системе координат камеры,
- Vz: вектор, связанный с 2-й нормалью к линии наведения в системе координат камеры,
- Wx: вектор, связанный с линией наведения в центрированной наземной системе координат,
- Wy: вектор, связанный с 1-й нормалью к линии наведения в центрированной наземной системе координат,
- Wz: вектор, связанный с 2-й нормалью к линии наведения в центрированной наземной системе координат.
В этом случае этап Е41 вычисления линии наведения может содержать следующие операции:
- определение элементарного угла, связанного с пикселем
- определение углового положения линии наведения относительно оси камеры
- определение линии наведения в системе координат камеры:
Вектор, связанный с линией наведения на точку приземления:
Вектор, связанный с первой нормалью к линии наведения на точку приземления:
Вектор, связанный с второй нормалью к линии наведения на точку приземления:
- построение матрицы перехода от системы координат камеры к системе координат летательного аппарата:
- построение матрицы перехода от системы координат летательного аппарата к локальной наземной системе координат точки приземления:
- построение матрицы перехода от локальной наземной системы координат точки приземления к центрированной наземной системе координат:
- вычисление матрицы перехода от системы координат камеры к центрированной наземной системе координат:
x
y
z
- определение линии наведения (W, W, W) в центрированной наземной системе координат.
Вектор, связанный с линией наведения на точку приземления:
Вектор, связанный с 1-й нормалью к линии наведения на точку приземления:
Вектор, связанный с 2-й нормалью к линии наведения на точку приземления:
Затем первый этап Е4 определения места может включать в себя этап Е42 вычисления места, в ходе которого:
- определяют уравнения:
t
- плоскости с нормалью u, касательной к точке, полученной при проекции точки приземления на высоту летательного аппарата,
- плоскости, образованной , с нормалью  и проходящей через ,
- плоскости, образованной , с нормалью  и проходящей через ,
- в центрированной наземной системе координат определяют координаты летательного аппарата.
Они соответствуют точке пересечения этих трех плоскостей:
Решение Х получают путем решения линейной системы
, когда .
Где:
Решением вышеуказанной линейной системы является:
Широту и долготу получают следующим образом:
В третьем варианте осуществления, представленном на фиг. 5 и на фиг. 10, во время фазы Р2 обеспечения посадки, в ходе которой летательным аппаратом управляют от точки захода на посадку С к точке приземления РА, можно использовать данные расстояния между бортовым приемопередатчиком, установленным на летательном аппарате, и по меньшей мере тремя наземными приемопередатчиками. Для этого фаза Р2 обеспечения посадки может включать в себя второй этап Е7 определения места, во время которого скорректированные данные места летательного аппарата оценивают при помощи данных места, выдаваемых инерциальным блоком, измерений азимута, передаваемых индикатором отклонения курса, данных расстояний между бортовым приемопередатчиком и указанными по меньшей мере тремя наземными приемопередатчиками. Как было указано выше, расстояние между каждым наземным приемопередатчиком и бортовым приемопередатчиком можно определить путем обмена сигналами между этими передатчиками. Поскольку место приемопередатчиков на земле известно, эту информацию о расстояниях можно использовать для минимизации погрешности, касающейся местоположения летательного аппарата.
Для этого вычисление скорректированных данных места с использованием измерений, передаваемых индикатором отклонения курса, и расстояний между приемопередатчиками (ER) может осуществлять модуль минимизации 16, минимизирующий функцию стоимости, аналогично минимизации функции стоимости во время описанной выше фазы Р1 обеспечения обратной навигации. Ниже представлен пример простой функции стоимости С. Эта функция стоимости содержит, например, член С1, являющийся функцией данных расстояния между бортовым приемопередатчиком и наземными приемопередатчиками, член С2, являющийся функцией данных места, определяемых инерциальным блоком, и член С3, являющийся функцией измерения азимута, получаемого от индикатора отклонения курса.
Поскольку определение места летательного аппарата происходит дискретно, в этом примере предполагается, что его осуществляют периодически с периодом дискретизации Т. При этом в момент t = kT
Где:
: Место летательного аппарата, определенное в момент mT
: Место наземного приемопередатчика (ER ULB) с индексом n
: Высота летательного аппарата, измеренная альтиметром в момент t = mT
: Число ER ULB, развернутых на земле (
: Измерение расстояния между летательным аппаратом и наземным ER ULB с индексом n в момент
: Максимальная ошибка расстояния, допущенная в ходе процесса измерения расстояния
: 1, если измерение расстояния возможно (наземный ER находится в пределах дальности действия бортового ER), в противном случае 0.
: Место, выданное инерциальным блоком в момент mT.
: Максимальное отклонение инерциального блока в момент mT.
: Оптимальные параметры, позволяющие постепенно согласовать функцию стоимости с «прямолинейной ямой» (когда).
: Измеренный азимут летательного аппарата относительно контрольного направления в момент mT.
: Измеренный азимут летательного аппарата относительно контрольного направления в момент.
: Стандартное отклонение ошибки измерения, допущенной индикатором отклонения курса.
Угол  связан с координатами  следующим образом:
где Re обозначает действительную часть.
Представленные в данном примере члены С1, С2 и С3 соответственно являются функциями расстояния, места и измерений азимута, получаемых в разные моменты mT до момента kT, для которого необходимо получить скорректированные данные места x(t), y(t). Поскольку измерения расстояния dn(mT), координаты места  и измерения азимута ,  были уже определены или измерены для моментов, предшествующих t=kT, эти члены считаются известными при m<k.
Таким образом, минимизация  заключается в следующем:
Решение получают, как указано выше, решая следующую систему уравнений, например, при помощи метода Ньютона-Рафсона:
В альтернативном варианте можно учитывать высоту над уровнем моря zn наземных приемопередатчиков и можно использовать минимизацию функции стоимости для определения высоты z(t) летательного аппарата. В этом случае функцию стоимости можно записать как:
при
В этом случае минимизация  заключается в следующем:
Решение получают, как указано выше, решая следующую систему уравнений, например, при помощи метода Ньютона-Рафсона:
Как и в фазе Р1 обеспечения обратной навигации, скорректированные данные (x(t), y(t)), полученные путем минимизации функции стоимости, можно отфильтровать при помощи фильтра Калмана, чтобы уточнить оценку места летательного аппарата до использования этого места для осуществления управления летательным аппаратом, и модуль 18 отслеживания траектории может адаптировать матрицу состояния фильтра, чтобы учитывать профиль заданной траектории, которой должен следовать летательный аппарат.
Таким образом, предложенный способ обеспечивает позиционирование летательного аппарата с незначительной погрешностью, что позволяет вести летательный аппарат до точки приземления и произвести его посадку, несмотря на недоступность спутникового позиционирования и несмотря на отклонение инерциального блока летательного аппарата.