СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ
METHOD OF AIRCRAFT CONTROL DURING LANDING APPROACH

Предлагаемый способ относится к области авиационной техники, к системам управления летательным аппаратом (ЛА) при заходе на посадку и, в частности, может быть реализован в пилотажно-навигационном оборудовании ЛА. Известны способы управления, реализующие полет ЛА по заданной траектории при заходе на посадку. Эти способы обеспечивают формирование сигналов, подаваемых на органы управления угловым положением ЛА с целью вывода ЛА в малую область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения ЛА, где экипажем принимается решение о приземлении или о совершении повторного захода на посадку.
На большинстве современных аэродромов траектории захода на посадку в горизонтальной и вертикальной плоскостях формируются равносигнальными зонами электромагнитного излучения наземных курсового (КРМ) и глиссадного (ГРМ) радиомаяков, пересечение которых представляет заданные горизонтальную и вертикальную траекторию захода на посадку (фиг. 1, фиг. 2) [1, 2].
Текущую дальность от ЛА до ближайшего торца взлетно-посадочной полосы (ВПП) определяет дальномерный радиомаяк (ДРМ). Подробное описание процессов и процедур формирования заданной траектории захода на посадку с помощью КРМ, ГРМ и ДРМ приведено в главах 7, 8 справочника [1], главе 2 книги [2], разделе 2.7 книги [7], разделе 7.1 справочника [9], стр. 8-19 книги [12]. Описание особенностей функционирования бортового пилотажно-навигационного оборудования при заходе на посадку приведено в главе 3 книги [2], главе 4 книги [4], главах 2 и 8 книги [7], стр. 19-24 книги [12].
к
г
Особенностью прототипа является использование для управления не линейных, а угловых отклонений от траекторий: ε - угловое отклонение ЛА от плоскости посадочного курса, ε - угловое отклонение ЛА от плоскости глиссады. 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 появлению колебаний, которые будут увеличиваться по мере приближения к радиомаяку. Особенно это актуально для контура управления по глиссаде (фиг. 3) [7]. При наличии дальности до радиомаяка ГРМ проводится коррекция коэффициентов усиления [11]. Поэтому в состав первого прототипа входит ДРМ. Сигналы, излучаемые наземными КРМ, ГРМ, ДРМ, в силу своей радиотехнической природы подвержены искажениям и помехам, связанным с характером подстилающей поверхности, состоянием атмосферы, работой внешних электрических и радиотехнических устройств, в том числе систем сотовой связи стандарта GSM-900 [14].
Для парирования влияния помех на процесс захода на посадку в системах управления ЛА принимают соответствующие меры, как правило, осуществляется их фильтрация [2]. Однако наличие, в конкретный момент времени, значительных нерасчетных помех в сигналах КРМ, ГРМ и ДРМ может привести к ухудшению характеристик всего контура управления ЛА. Недостатком данного способа является невозможность оперативного управления экипажем наклоном траектории посадки, так как ее наклон задается настройками наземных радиомаяков.
У второго прототипа [13] построение траектории посадки осуществляется не с помощью наземных радиотехнических маяков (КРМ, ГРМ, ДРМ), а полностью на борту с использованием задаваемого экипажем угла наклона траектории посадки, точных данных о координатах и высоте ЛА, полученных путем комплексной обработки информации [6, 7, 8] от инерциальной навигационной системы (ИНС), системы воздушных сигналов (СВС) [3, 5, 7, 10] и спутниковой навигационной системы (СНС), а также параметров так называемого «виртуального курсо-глиссадного радиомаяка» (ВКГРМ). Схема размещения ВКГРМ относительно ВПП в горизонтальной плоскости полностью соответствует стандартной схеме размещения реального КРМ на аэродроме, а в вертикальной плоскости ВКГРМ размещается под реальным КРМ на продолжении траектории посадки. В соответствии со стандартной схемой оснащения аэродромов радиотехническим оборудованием, КРМ размещается на продолжении оси ВПП на некотором отдалении от дальнего торца ВПП. С помощью ВКГРМ формируются пеленг и угол места ВКГРМ относительно ЛА [13], причем сигнал управления угловым положением по крену формируется с учетом рассогласования пеленга ВКГРМ и курса ВПП, а сигнал управления угловым положением ЛА по тангажу формируется с учетом рассогласования угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки.
Достоинством данного способа является возможность оперативного управления экипажем наклоном траектории посадки. Существенным недостатком данного способа является подверженность СНС, на основе которой реализуется способ, активным и мощным промышленным помехам и недостаточная целостность, а именно продолжительное время, которое необходимо для выявления отказа СНС из-за возможного выхода из строя аппаратуры спутника на орбите, участвующего в данный момент в определении координат ЛА.
Предлагаемый способ отличается тем, что основным режимом работы системы является традиционный - вариант первого прототипа на основе радионавигационной системы посадки (РНСП), включающей КРМ, ГРМ и ДРМ.
г
к
г
При этом наличие в бортовом оборудовании ЛА вычислителя позволяет обеспечить экипажу выбор более крутой траектории наклона глиссады с пересчетом положительных и отрицательных отклонений ε от значений, выдаваемых ГРМ. В случае пропадания сигналов готовностей курса (К), глиссады (Г), дальности (Д) [1] на борту ЛА из-за помех или неисправностей сигналы управления ε, ε формируют с помощью параметров «виртуального курсового радиомаяка» (ВКРМ), «виртуального глиссадного радиомаяка» (ВГРМ), «виртуального дальномерного радиомаяка» (ВДРМ) непосредственно на борту ЛА по аналогии со вторым прототипом [13]. Причем ВКРМ, ВГРМ и ВДРМ размещают в горизонтальной плоскости в соответствии со стандартной схемой размещения КРМ (фиг. 4), а в вертикальной плоскости ВГРМ и ВДРМ размещают под точкой стандартного размещения КРМ на продолжении траектории посадки (фиг. 5), определяют координаты и высоту ВГРМ, формируют пеленг ВКРМ и угол места ВГРМ относительно ЛА, причем сигнал управления угловым положением ЛА по крену формируют с учетом рассогласования пеленга ВКРМ относительно ЛА и курса ВПП (фиг. 4), сигнал управления угловым положением ЛА по тангажу формируют с учетом рассогласования угла места ВГРМ относительно ЛА и заданного экипажем угла наклона траектории посадки (фиг. 5).
Как показывает практика, в бортовых устройствах памяти современных ЛА могут храниться следующие наборы данных, характеризующие конкретную ВПП на конкретном аэродроме:
ц
ц
- координаты центра ВПП φ, λ,
впп
длина ВПП ΔД и курс ВПП ψ;
Т1
Т1
Т2
Т2
- координаты двух торцов ВПП φ,λ и φ, λ.
ц
ц
ВПП
T1
T1
T2
Т2
С информационной точки зрения, оба набора идентичны и в полной мере характеризуют геометрическую схему конкретной ВПП, например, для первого набора данных координат торцов ВПП являются производными параметрами от φ, λ, ΔД и ψ и, наоборот, для второго набора данных координаты центра ВПП длина ВПП и курс ВПП являются производными параметрами от φ, λ и φ, λ.
ЛА
ЛA
ЛА
Т1
Т1
T1
Т2
T2
Т2
КРМ
0
С учетом этого факта, в предлагаемом способе осуществлена привязка схемы размещения ВКРМ, ВГРМ и ВДРМ к дальнему торцу ВПП. С помощью имеющейся на борту ЛА ИНС измеряют сигналы ускорения, угловые скорости, курс, крен, тангаж, скорость, координаты местоположения. С помощью СВС измеряют высоту ЛА относительно уровня моря, формируют сигнал высоты ЛА относительно аэродрома. С помощью СНС измеряют с высокой точностью сигналы скорости, координаты местоположения, высоты ЛА и используют их для оценки погрешности ИНС и СВС [6, 7, 8]. При переходе в режим посадки на борту ЛА, с использованием точных значений координат и высоты ЛА φ λ, Н, полученных комплексированием данных ИНС, СВС и СНС, хранящихся в бортовых устройствах памяти, координат и высот торцов ВПП Ф, λ, Н, φ, λ, Н, параметров схемы размещения ВКРМ, ВГРМ, ВДРМ (фиг. 4, фиг. 5), удаления КРМ от торца ВПП ΔД, равного 1000 м, и заданного экипажем угла наклона траектории посадки α.
Положение ЛА относительно траекторий посадки определяют сформированные сигналы:
курс и длина ВПП:
А
Т2
Т1
A
T2
Т1
T1
где Δφ=(φ-φ)R, Δλ=(λ-λ)R cosφ,
R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км.
Горизонтальная дальность до ближнего торца ВПП:
1
1
ЛА
1
1
ЛА
T1
где Δφ=(φ-φ)R, Δλ=(λ-λ) R cos φ.
Пеленг и горизонтальная дальность до ВКРМ
2
Т2
ЛА
КРМ
ВПП
где Δφ=(φ-φ)R+ΔД ψ,
Угол места ВГРМ
ВГРМ
Т2
ВПП
ТП
0
где Н=Н-(ΔД-δ Д)tg α,
ВГРМ
где Н - высота ВГРМ относительно уровня моря,
ТП
δ Д - удаление расчетной точки посадки от ближнего торца ВПП, равное, например, 100 м.
Угловое отклонение ЛА от заданной траектории посадки
кВ
ВКРМ
ВПП
ε=Р-ψ,
гВ
ВГРМ
0
ε=α-α.
Ввод в процедуру формирования заданной траектории посадки и текущей дальности до переднего торца ВПП ВКРМ, ВГРМ и ВДРМ объясняется, прежде всего, необходимостью повышения надежности системы посадки. При этом конкретный состав функционирующих в данный момент каналов определяется одним из восьми возможных режимов в соответствии с таблицей 1.
Так, например, при наличии готовности курса, глиссады и дальности функционируют каналы КРМ, ГРМ и ДРМ, режим 1. При другой комбинации, например при отсутствии готовности курса, глиссады и дальности, функционируют каналы ВКРМ, ВГРМ и ВДРМ, режим 8.
При предлагаемом способе работа происходит следующим образом. При отсутствии помех и неисправностей РНСП работает на основе КРМ, ГРМ и ДРМ. При наличии готовностей курса, глиссады и дальности функционируют каналы КРМ, ГРМ и ДРМ, режим 1 (табл. 1). При другой комбинации, например при отсутствии готовности курса, глиссады и дальности, функционируют каналы ВКРМ, ВГРМ и ВДРМ, режим 8 (табл. 1). Таким образом, при различных сочетаниях готовностей РНСП функционирует в соответствующем одном из восьми возможных режимов (табл. 1).
кв
гв
к
г
Сигналы отклонений от заданной траектории посадки по курсу и глиссаде подаются на соответствующие приборы для обеспечения посадки в ручном режиме и в систему автоматического управления ЛА для посадки в автоматическом режиме. Для обеспечения идентичности интерфейса для систем автоматического управления и систем индикации на уже работающих и эксплуатируемых ЛА сигналы угловых отклонений от заданной траектории посадки по курсу ε (от ВКРМ), глиссаде ε (от ВГРМ), при необходимости, преобразуют к формату сигналов ε и ε, поступающих от бортовой аппаратуры ЛА, взаимодействующей с реальными КРМ и ГРМ.
Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.
Источники информации
1. Авиационная радионавигация. Справочник. Под редакцией Сосновского А.А., М.: Транспорт, 1990, 264.
2. Белгородский С.А. 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, А.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., Фiнешкiн М.К., Пiлотажно-навiгацiтни комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005, 316 (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 авиации. Под редакцией Васина И.О., М.: Транспорт, 1988, 320.
10. Ф.В. Ренников, Г.П. Сачков, А.И. Черноморский. «Гироскопические системы», М.: Машиностроение, 1983.
11. Михайлов И.А., Окаемов Б.Н., Чикулаев М.С. «Системы автоматической посадки», М.: Машиностроение, 1976, 216.
12. Микоян С.А., Корбут А.Г. «Заход на посадку по приборам», М.: Воениздат, 1979, 71.
13. Патент RU 2496131 С1, заявл. 10.07.2012 г. «Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку».
14. Занозин А.Б., Миханов Н.П., Сай П.А. Повышение защищенности бортового приемника радиотехнической системы ближней навигации и посадки от помех подвижной радиосвязи стандарта GSM-900 // Радиотехника. - 2009 г. - №1. - С. 113-116.