СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТРАЕКТОРИЕЙ ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ЗАПРОГРАММИРОВАННЫЙ АЭРОДРОМ
METHOD OF CONTROL OF AIRCRAFT LANDING PATH AT LANDING ON PROGRAMMED AIRFIELD

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА).
Этап посадки является наиболее ответственным и напряженным участком полета ЛА. Близость земли и контакт с поверхностью взлетно-посадочной полосы (ВПП) требует высокой точности управления угловыми, скоростными и траекторными параметрами полета.
Теоретические и практические аспекты функционирования бортового и наземного оборудования, обеспечивающего выполнение посадки ЛА, приведены в следующих работах:
1. Авиационная радионавигация. Справочник. Под редакцией Сосновского А.А., М.: Транспорт, 1990. 264.
2. Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета, М.: Транспорт, 1972. 352.
3. Воробьев Л.М. Воздушная навигация, М.: Машиностроение, 1984. 256.
4. Гуськов Ю.П. Дискретно-непрерывное управление программным выведением самолетов, М.: Машиностроение, 1987. 128.
5. И.И. Помыкаев, В.П. Селезнев, Л.А. Дмитроченко "Навигационные приборы и системы", М.: Машиностроение, 1983.
6. О.А. Бабич "Обработка информации в навигационных комплексах", М.: Машиностроение, 1991.
7. Рогожин В.О., Синеглазов В.М., Филяшкин М.К. Пилотажно-навигационные комплексы воздушных суден, К.: Книжное издательство НАУ, 2005 (на украинском языке).
8. С.С. Ривкин, Р.И. Ивановский, А.В. Костров "Статистическая оптимизация навигационных систем", Л.: Судостроение, 1976.
9. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф., М.: Транспорт, 1988.
10. Ф.В. Репников, Г.П. Сачков, А.И. Черноморский "Гироскопические системы", М.: Машиностроение, 1983.
11. Алексеев А.Н., Беляев М.А., Никулин А.С. и др. "Инерциально-спутниковый режим посадки". Тезисы докладов Всероссийской научно-технической конференции "Навигация, наведение и управление летательными аппаратами". М., Научтехлитиздат, 2012. Стр.226-228.
12. Никулин А.С. и др. Патент РФ на изобретение №2240589 с приоритетом от 31.07.2003. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы.
На большинстве современных аэродромов траектория захода на посадку формируется равносигнальными зонами электромагнитных излучений наземных курсового (КРМ) и глиссадного (ГРМ) радиомаяков, пересечение которых представляет заданную траекторию захода на посадку. Подробное описание процессов и процедур формирования заданной траектории захода на посадку с помощью КРМ и ГРМ приведено в книгах [1, 2, 4, 7, 9].
Известны способы управления летательным аппаратом (ЛА), реализующие вывод ЛА на линию, направленную вдоль продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома, при заходе на посадку [7, 12].
Для автоматического и ручного управления ЛА на этапе посадки необходима разнообразная информация о параметрах его движения: курсе, крене, тангаже, скорости, координатах, высоте, угловых скоростях, ускорениях. Для измерения этих параметров на борту современных ЛА наибольшее применение нашли инерциальные навигационные системы (ИНС), системы воздушных сигналов (СВС) и спутниковые навигационные системы (СНС). Теоретические и практические аспекты функционирования ИНС, СВС и СНС отражены в книгах [3, 5, 7].
Для повышения точности и надежности определения навигационных данных, в том числе на этапе посадки, в настоящее время широко используются методы комплексной обработки данных от различных по физическому принципу действия систем, в частности: от ИНС, СВС и СНС. Различные аспекты применения некоторых методов комплексной обработки навигационных данных отражены в книгах [5, 6, 7, 8].
Известны способы управления, реализующие полет ЛА по заданной траектории посадки. Эти способы обеспечивают выработку управляющих сигналов, подаваемых на органы управления угловым положением ЛА с целью вывода ЛА в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения ЛА, где экипажем принимается решение о приземлении или о совершении повторного захода на посадку.
Из описанных в литературе аналогов близким по технической сущности является способ, описанный в книге [7] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфах 2.7 и 8.2.
В данном способе для захода на посадку используется траектория, формируемая равносигнальными зонами наземных КРМ и ГРМ, пересечение которых представляет заданную траекторию посадки. Рисунок, иллюстрирующий процесс формирования заданной траектории посадки излучением КРМ и ГРМ, изображен на стр.52 книги [7] (рис.2.6), копия которого представлена на фиг.1.
г
к
Особенностью способа является использование для управления не линейных, а угловых отклонений от траектории: ε - угловое отклонение ЛА от плоскости глиссады, ε - угловое отклонение ЛА от плоскости посадочного курса.
Наземное радиомаячное оборудование для формирования посадочной траектории достаточно дорого стоит. Для его поддержания в работоспособном состоянии требуется регулярно проводить дорогостоящие работы по проверке, калибровке и регулировке. Поэтому, как показывает практика, далеко не все аэродромы оснащаются наземным радиотехническим посадочным оборудованием, а уже установленное оборудование временно может быть в неработоспособном или неисправном состоянии.
Сигналы, излучаемые КРМ и ГРМ, в силу своей радиотехнической природы подвержены искажениям и помехам, связанным с характером подстилающей поверхности, состоянием атмосферы, работой внешних электрических и радиотехнических устройств и т.п. Для парирования влияния таких помех на процесс захода на посадку в системах управления ЛА применяют соответствующие меры, как правило, осуществляют их фильтрацию. Однако наличие, в конкретный момент времени, значительных, нерасчетных помех в сигналах КРМ и ГРМ может привести к ухудшению характеристик всего контура управления ЛА.
г
к
Известным недостатком этого способа (стр.254 [7]) также является нестационарность динамических характеристик режима посадки при использовании угловых параметров отклонения центра масс ЛА от заданной траектории (ε, ε). На разных расстояниях до радиомаяка, при одинаковых линейных отклонениях от заданной траектории посадки, угловые отклонения имеют разные значения и, соответственно, при стационарных коэффициентах усиления, вносят различный вклад в результирующий управляющий сигнал. Это может привести к ухудшению характеристик всего контура управления, в контуре могут появиться колебания, которые будут увеличиваться по мере приближения к радиомаяку. Особенно это актуально для контура управления по глиссаде, т.к. ГРМ размещается у ближнего к ЛА торца ВГТП (см. фиг.1).
Указанные недостатки в значительной степени устранены в способе, представленном в работе "Инерциально-спутниковый режим посадки" [11].
Поэтому, с учетом цели предлагаемого изобретения, полагаем, что способ-прототип описан одновременно в книге [7] и работе [11].
С учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, способ-прототип включает измерение параметров движения ЛА с помощью автономных навигационно-пилотажных датчиков, например ИНС и СВС, коррекцию измеренных параметров движения ЛА по данным от СНС, формирование заданной траектории посадки, с заданным экипажем углом наклона и совпадающей по направлению с ВПП, относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВРМ), размещенного под точкой стандартного положения КРМ на продолжении траектории посадки, определение пеленга и угла места ВРМ, определение углов отклонения по курсу и глиссаде от заданной траектории посадки, формирование сигналов управления угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом углов отклонения соответственно по курсу и глиссаде и изменение углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления.
Рисунки, иллюстрирующие процесс формирования заданной траектории посадки в горизонтальной и вертикальной плоскостях, в соответствии со способом-прототипом представлены соответственно на фиг.2 и фиг.3.
С помощью ИНС и СВС можно измерить курс, крен, тангаж, скорость относительно поверхности земли, координаты местоположения, высоту относительно уровня моря и высоту относительно уровня аэродрома.
ИНС и СВС являются автономными системами и обеспечивают непрерывное измерение указанных параметров. Однако в их сигналах могут присутствовать достаточно существенные погрешности. Для повышения точности данные от ИНС и СВС корректируют по данным от СНС.
СНС являются неавтономными радиотехническими системами. С их помощью можно измерить скорость относительно поверхности земли и координаты местоположения ЛА с высокой точностью.
Поэтому, как правило, на борту современных ЛА сигналы ИНС и СВС, в целях решения задач навигации, корректируют по данным от СНС с использованием одного из методов комплексной обработки информации, например метода оптимальной фильтрации случайных сигналов Калмана (ОФК). Метод ОФК подробно описан в книгах [6, 7, 8].
к
г
В процессе реализации автоматического режима захода на посадку используют известные законы управления движением центра масс через контуры управления креном и тангажом ЛА. В книге [7] на стр.255-256 приведены примеры законов автоматического управления ЛА по крену и тангажу, в которых, наряду с другими сигналами, используются сигналы отклонения ЛА от заданной траектории по курсу ε и глиссаде ε.
к
г
Для реализации ручного режима захода на посадку на соответствующих индикационных приборах одновременно индицируют в виде вертикально и горизонтально ориентированных планок сигналы отклонения от заданной траектории по курсу ε и глиссаде ε.
Схема размещения ВРМ относительно ВПП в горизонтальной плоскости полностью соответствуют стандартной схеме размещения КРМ на аэродроме, а в вертикальной плоскости ВРМ размещается под КРМ на продолжении траектории посадки.
КРМ
В соответствии со стандартной схемой размещения радиотехнического оборудования, КРМ размещается на продолжении оси ВПП на некотором удалении от дальнего торца ВПП. Для разных аэродромов величина удаления ΔD варьируется, но, как правило, она равна 1000 м (см. фиг.1).
В способе-прототипе процедура управления ЛА при заходе на посадку не зависит от наличия/исправности на конкретном аэродроме КРМ и ГРМ, наличия в сигналах КРМ и ГРМ случайных помех и обеспечена устойчивость процесса управления ЛА в вертикальной плоскости на малых расстояниях до точки посадки.
Способ-прототип обеспечивает формирование заданной траектории посадки при наличии на борту ЛА соответствующей информации о аэродроме посадки, а именно о координатах дальнего и ближнего торцов ВПП и их высоте относительно уровня моря. Как правило, эта информация вводится в бортовое оборудование современных ЛА в процессе его предполетной подготовки и хранится в бортовой электронной базе данных. В современных бортовых системах может храниться очень много информации о множестве навигационных точек (НТ). В частности, в бортовой электронной базе данных хранится подробная информация об аэродромах. Вся совокупность информации о НТ составляет так называемую "программу полета", и аэродром, информация о котором хранится на борту ЛА, называется запрограммированным аэродромом.
Способ-прототип обеспечивает безопасное формирование заданной траектории посадки при наличии на борту ЛА точной и надежной информации о положении ЛА относительно траектории посадки. Необходимая точность определения положения ЛА относительно траектории посадки в способе-прототипе обеспечивается путем комплексной обработки данных от автономных, но не точных ИНС, СВС и точных корректирующих СНС. Надежность информации обеспечивается резервированием основных навигационных датчиков.
Однако СНС, даже резервированные, не могут обеспечить непрерывность измерений, и их работоспособность может быть нарушена помехами естественного и искусственного характера. Более того, как показывает анализ, существуют ситуации, когда точная информация от СНС будет полностью недоступна для использования на борту ЛА.
Целью предлагаемого изобретения является повышение безопасности полета ЛА и расширение функциональных возможностей по автоматическому формированию траектории посадки при отсутствии на борту ЛА корректирующих данных от СНС.
Данная цель достигается тем, что, относительно способа-прототипа, в предлагаемом способе при подлете к аэродрому, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, корректируют координаты местоположения ЛА по любому из запрограммированных визуально-контрастных ориентиров в районе аэродрома посадки, а затем, уже в процессе движения ЛА по траектории посадки, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, периодически уточняют отклонения ЛА от траектории посадки, корректируя координаты местоположения по ближнему торцу ВПП.
Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, в способе управления траекторией посадки ЛА на запрограммированный аэродром, включающем измерение с помощью инерциальных и аэрометрических навигационных систем курса, крена, тангажа, угловой скорости, составляющих вектора путевой скорости, координат и высоты летательного аппарата (ЛА), формирование на борту ЛА траектории посадки относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВРМ), который размещают с противоположной стороны взлетно-посадочной полосы (ВПП) на продолжении траектории посадки, формирование отклонений ЛА от траектории посадки, формирование сигналов управления угловым положением ЛА по крену и тангажу и изменение углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, предварительно, на этапе выхода в район аэродрома, визуально идентифицируют аэродром посадки, визуально идентифицируют любой из запрограммированных визуально-контрастных ориентиров в районе аэродрома посадки, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, измеряют дальность и углы визирования выбранного ориентира, которые используют для коррекции координат местоположения ЛА, а затем, уже в процессе движения ЛА по траектории посадки, визуально идентифицируют ближний торец ВПП и, используя любую из бортовых систем визуальной ориентации, периодически уточняют отклонения ЛА от траектории посадки путем измерения дальности и углов визирования ближнего торца ВПП, которые используют для коррекции координат местоположения ЛА.
Рисунок, иллюстрирующий работу способа при предварительном уточнении местоположения ЛА представлен на фиг.4. На рисунке представлен вариант использования в качестве ориентира характерной геометрической фигуры, например пятиконечной звезды, в центре которой может быть помещен уголковый отражатель. В темное время суток или в пасмурную погоду в центре этой фигуры может быть расположен световой или инфракрасный излучатель с характерным, например мигающим, излучением.
Рисунок, иллюстрирующий работу способа при уточнении отклонений ЛА от траектории посадки с использованием ближнего торца ВПП,  представлен на фиг.5. Торцы ВПП, как правило, характерно обозначены стандартными геометрическими фигурами в виде белых полос, а в темное время суток или в пасмурную погоду обозначены с помощью аэродромного светотехнического оборудования.
С помощью имеющихся на борту ЛА автономных датчиков навигационной информации, например ИНС и СВС, измеряют сигналы ускорения, угловые скорости, курс, крен, тангаж, скорость, координаты, высоту ЛА.
В настоящее время на современных ЛА в качестве систем визуальной ориентировки широко используются оптические локационные станции, имеющие в своем составе лазерные дальномеры, коллиматорные авиационные индикаторы, нашлемные визиры, тепловизоры и др. С помощью этих устройств можно измерить дальность до любой точки на земной поверхности и углы визирования этой точки относительно строительных осей ЛА.
З
ВТ
З
Этапу посадки всегда предшествует так называемый этап "возврата" на аэродром посадки [7, 12]. Траектория ЛА при выполнении этапа "возврата" представлена на фиг.6. На этом этапе ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом, соответствующим скорости ЛА на начальном этапе посадки R, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д от ее ближнего торца, и находящуюся на заданной высоте H - так называемую "точку третьего разворота". После прохождения точки третьего разворота 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 посадки.
Такая траектория возврата является традиционной для современных ЛА и предназначена, прежде всего, для вывода ЛА в зону линейных сигналов от наземных радиотехнических систем посадки. Для способа-прототипа и предлагаемого способа существенным является точность выхода ЛА в указанную зону, которая напрямую зависит от наличия на борту ЛА точной информации о координатах текущего местоположения ЛА.
o
yo
zo
A
A
Поэтому, при отсутствии на борту ЛА точной информации о координатах текущего местоположения ЛА, экипаж, еще на этапе возврата, при подлете к аэродрому посадки визуально ориентируется относительно самого аэродрома и относительно любого из запрограммированных визуально-контрастных ориентиров, находящихся в районе аэродрома, а затем с помощью любой из имеющихся на бору ЛА систем визуальной ориентации измеряет дальность D и углы визирования этого ориентира a, a. Эти параметры с учетом курса ψ, крена γ, тангажа υ пересчитываются в уточняющие поправки Δφ, Δλ к координатам ЛА φ, λ от автономных систем:
A
o
zo
yo
OP
Δφ=φ+D·cosa·cos(ψ+a)/R-φ;
A
o
zo
yo
ЛА
OP
Δλ=λ+D·cosa·sin(ψ+a)/R·cosφ-λ,
OP
OP
где R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км, φ, λ - координаты ориентира.
Данные формулы являются иллюстративными и приведены в предположении малой дальности от ЛА до ориентира (до 25 км, что соответствует предельной дальности большинства авиационных лазерных дальномеров) и нахождения ЛА в прямолинейном горизонтальном полете (γ=υ=0).
T1
yT1
zT1
A
A
При этом в процессе следования по траектории посадки, экипаж, по мере возможности уточняет положение ДА относительно траектории посадки. Для этого экипаж визуально ориентируется относительно ближнего торца ВПП и с помощью любой из имеющихся на бору ЛА систем визуальной ориентации измеряет дальность и углы визирования ближнего торца ВПП D, φ, φ. Эти параметры используются для уточнения поправок Δφ, Δλ к координатам ЛА φ, λ от автономных систем.
ЛА
ЛА
В дальнейшем, в процессе выхода в точку третьего разворота, выхода на траекторию посадки и полета непосредственно по траектории посадки уточненные координаты ЛА φ, λ определяются по формулам:
ЛА
А
φ=φ-Δφ;
ЛА
A
λ=λ-Δλ.
ЛА
ЛА
ЛА
ВПП
ВПП
Т1
Т1
T1
0
При переходе в режим посадки, на борту ЛА, с использованием уточненных значений координат и высоты ЛА φ, λ, Н, курса, длины, координат и высоты ближнего торца ВПП ЛА ψ, ΔD, φ, λ, H, угла наклона траектории посадки α, формируют все параметры, характеризующие текущее положение ВРМ, текущую заданную траекторию посадки и положение ЛА относительно этой траектории.
Горизонтальная дальность до ближнего торца ВПП:
<mrow><msub><mi>D</mi><mrow><mi>Б</mi><mi>Т</mi><mi>В</mi><mi>П</mi><mi>П</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msqrt><mrow><mi>Δ</mi><msubsup><mi>ϕ</mi><mn>1</mn><mn>2</mn></msubsup><mo>+</mo><mi>Δ</mi><msubsup><mi>λ</mi><mn>1</mn><mn>2</mn></msubsup></mrow></msqrt></mrow>
,
1
T1
ЛА
1
T1
ЛА
T1
где Δφ=(φ-φ)·R, Δλ=(λ-λ)·R·cosφ.
Пеленг и горизонтальная дальность до ВРМ:
<mrow><msub><mi>P</mi><mrow><mi>В</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mi>a</mi><mi>r</mi><mi>c</mi><mi>t</mi><mi>g</mi><mfrac><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>λ</mi><mn>2</mn></msub></mrow><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>ϕ</mi><mn>2</mn></msub></mrow></mfrac></mrow>
,
<mrow><msub><mi>D</mi><mrow><mi>В</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msqrt><mrow><mi>Δ</mi><msubsup><mi>ϕ</mi><mn>2</mn><mn>2</mn></msubsup><mo>+</mo><mi>Δ</mi><msubsup><mi>λ</mi><mn>2</mn><mn>2</mn></msubsup></mrow></msqrt></mrow>
,
2
T2
ЛА
КРМ
ВПП
2
Т2
ЛА
T2
КРМ
ВПП
где Δφ=(φ-φ)·R+ΔD·cosψ, Δλ=(λ-λ)·R·cosφ+ΔD·cosψ.
Угол места ВРМ:
<mrow><msub><mi>α</mi><mrow><mi>В</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mi>a</mi><mi>r</mi><mi>c</mi><mi>t</mi><mi>g</mi><mfrac><mrow><msub><mi>H</mi><mrow><mi>Л</mi><mi>А</mi></mrow></msub><mo>−</mo><msub><mi>H</mi><mrow><mi>В</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub></mrow><mrow><msub><mi>D</mi><mrow><mi>В</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow>
,
ВРМ
T2
ВПП
ТП
0
ТП
где H=H-(ΔD~δD)·tgα - высота ВРМ относительно уровня моря, δD - удаление расчетной точки посадки от ближнего торца ВПП, равное, например, 100 м.
Угловые отклонения ЛА аппарата от заданной траектории посадки:
КВ
ВРМ
ВПП
ε=Р-ψ,
ГВ
ВРМ
0
ε=α-α.
КВ
ГВ
Сигналы отклонений от заданной траектории посадки по курсу ε и глиссаде ε подаются в систему автоматического управления ЛА для обеспечения посадки в автоматическом режиме и на соответствующие индикационные приборы для обеспечения посадки в ручном режиме.
Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.
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, и предполагает использование только известных сигналов и исполнительных механизмов бортового оборудования ЛА.