СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТРАЕКТОРИЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ
METHOD OF AIRCRAFT PATH CONTROL IN LANDING APPROACH

Предлагаемый способ предназначен 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 Всероссийское научно-технической конференции "Навигация, наведение и управление летательными аппаратами". М., Научтехлитиздат, 2012. Стр.226-228.
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].
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 работах [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 материалов заявки.
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, связанных 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 ВПП (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].
Рисунок, иллюстрирующий процесс формирования заданной траектории посадки в горизонтальной плоскости, представлен на фиг.2.
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 курса ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, формирование заданной траектории посадки, с заданным экипажем углом наклона и совпадающей по направлению с ВПП, относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), размещенного под точкой стандартного положения КРМ, определение пеленга и угла места ВКГРМ, 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.
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. Однако СНС не могут обеспечить непрерывность указанных измерений и их сигналы подвержены помехам естественного и искусственного характера.
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). Данный метод позволяет при наличии достоверных сигналов от СНС осуществлять оценивание и прогноз изменения погрешностей корректируемых систем. 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 ВКГРМ относительно ВПП в горизонтальной плоскости полностью соответствуют стандартной схеме размещения КРМ на аэродроме, а в вертикальной плоскости ВКГРМ 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, обеспечена устойчивость процесса управления ЛА в вертикальной плоскости на малых расстояниях до точки посадки, а экипажу обеспечена возможность по управлению наклоном траектории посадки.
Как известно, для обеспечения комфортной и безопасной посадки, на конечном участке траектории посадки ЛА должен лететь с минимально возможной вертикальной скоростью. Для этого, на большинстве типов пилотируемых ЛА, непосредственно перед приземлением, пилот вручную осуществляет операцию выравнивания ЛА, т.е. в момент касания ВПП текущая траектория движения ЛА имеет минимально возможный наклон.
Известные способы, в том числе и способ-прототип, обеспечивают движение ЛА по заданной траектории посадки с фиксированным углом наклона. Например, современные посадочные радиотехнические системы формируют заданную траекторию посадки с фиксированным углом наклона в диапазоне 2.5°÷4.0°. Конкретная величина угла наклона заданной траектории посадки определяется настройкой наземного радиотехнического оборудования.
В способе-прототипе угол наклона заданной траектории посадки определяет экипаж ЛА, но загруженность экипажа на конечном участке траектории посадки столь велика, что не позволяет ему отвлекаться на операцию изменения угла наклона заданной траектории посадки и все операции по выравниванию ЛА экипаж осуществляет вручную. Поэтому, если предположить, что, вплоть до касания, управление самолетом будет осуществляться в соответствии со сформированными сигналами управления, непосредственная посадка ЛА может быть очень "жесткой".
Целью предлагаемого изобретения является повышение безопасности совершения посадки ЛА и расширение функциональных возможностей по автоматическому управлению наклоном заданной траектории на конечном участке траектории посадки.
Данные цели достигаются тем, что, относительно способа-прототипа, в предлагаемом способе изменяют наклон заданной траектории посадки путем перемещения ВКГРМ по вертикали от начального положения, определенного параметрами ВПП и заданными начальными параметрами траектории посадки до положения, при котором угол наклона заданной траектории посадки соответствует полету ЛА с вертикальной скоростью, обеспечивающей комфортное и безопасное соприкосновение ЛА с ВПП.
Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, в способе управления ЛА при заходе на посадку, в соответствии с которым задают начальную высоту и начальный угол наклона заданной траектории посадки, измеряют с помощью автономных датчиков навигационно-пилотажной информации, например ИНС, СВС и др., параметры движения ЛА, используя любой из известных методов комплексной обработки информации, по данным от точного датчика навигационной информации, например СНС, корректируют погрешности измеренных параметров движения, формируют, на основе откорректированных координат и высоты ЛА и параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП), дальность до ближнего торца ВПП и высоту ЛА относительно ВПП, формируют совпадающую по направлению с ВПП заданную траекторию посадки относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), который, в соответствии со стандартной схемой расположения на аэродроме посадочного радиотехнического оборудования, размещают под точкой стандартного положения курсового радиомаяка на продолжении заданной траектории посадки, определяют пеленг и угол места ВКГРМ, формируют сигналы управления угловым положением ЛА по крену и тангажу соответственно с учетом рассогласования пеленга ВКГРМ и курса ВПП и рассогласования угла места ВКГРМ и угла наклона заданной траектории посадки и изменяют угловое положение ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, дополнительно задают допустимую вертикальную скорость при соприкосновении ЛА с ВПП, используя известную горизонтальную посадочную скорость конкретного типа ЛА, определяют допустимый угол наклона траектории посадки, определяют текущий угол наклона заданной траектории посадки, которую формируют относительно ВКГРМ, перемещаемого в пространстве по вертикали от начального положения по направлению к ВПП таким образом, что расстояние от ВКГРМ по вертикали до ВПП прямо пропорционально текущей горизонтальной дальности от ЛА до ближнего торца ВПП, контролируют текущий угол наклона заданной траектории посадки, причем при достижении им значения соответствующего снижению ЛА с допустимой вертикальной скоростью, положение ВКГРМ по вертикали относительно ВПП фиксируют.
Рисунок, иллюстрирующий работу способа в вертикальной плоскости, представлен на фиг.3.
0
0
0
0
В процессе подготовки ЛА к полету или непосредственно в полете экипаж, с помощью имеющегося на бору ЛА задатчика, формирует начальный угол наклона заданной траектории посадки α и начальную высоту заданной траектории посадки H. По умолчанию, на выходе задатчика формируются стандартные значения угла и высоты, например α=4°, а H=600 м. Эти параметры также могут храниться в бортовых устройствах памяти, как характеристики конкретного аэродрома.
С помощью имеющихся на бору ЛА автономных датчиков навигационной информации, например ИНС и СВС, измеряют сигналы ускорения, угловые скорости, курс, крен, тангаж, скорость, координаты, высоту ЛА. В качестве датчиков высокоточной навигационной информации в настоящее время наибольшее применение нашли СНС, которые с высокой точностью измеряют скорость, координаты и высоту ЛА.
Оценка погрешностей автономных датчиков навигационной информации по данным от СНС может быть осуществлена с использованием одного из современных методов комплексной обработки информации, например оптимального фильтра Калмана (ОФК). Метод ОФК, при наличии достоверных сигналов от СНС, позволяет производить оценивание погрешностей автономных датчиков, а при пропадании сигналов от СНС осуществлять прогноз изменения их погрешностей.
ЛА
ЛА
ЛА
ВПП
ВПП
T1
T1
T1
T2
T2
T2
П
Y∂
0
0
При переходе в режим посадки, на борту ЛА, с использованием точных значений координат и высоты ЛА φ, λ, H, хранящихся в бортовых устройствах памяти, курса, длины, координат и высот торцов ВПП, посадочной скорость ЛА ψ, ΔD, φ, λ, H, φ, λ, H, V и заданных экипажем допустимой вертикальной скорости при соприкосновении ЛА с ВПП V, начальной высоты H и начального угла наклона траектории посадки α, формируют все параметры, характеризующие текущее положение ВКГРМ, 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, R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км.
Пеленг и горизонтальная дальность до ВКГРМ:
<mrow><msub><mi>P</mi><mrow><mi>В</mi><mi>К</mi><mi>Г</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>К</mi><mi>Г</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
2
T2
ЛА
T2
где Δφ=(φ-φ)·R, Δλ=(λ-λ)·R·cosφ.
Угол места ВКГРМ:
<mrow><msub><mi>α</mi><mrow><mi>В</mi><mi>К</mi><mi>Г</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>Н</mi><mrow><mi>Л</mi><mi>А</mi></mrow></msub><mo>−</mo><msub><mi>Н</mi><mrow><mi>В</mi><mi>К</mi><mi>Г</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub></mrow><mrow><msub><mi>D</mi><mrow><mi>В</mi><mi>К</mi><mi>Г</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow>
,
ВКГРМ
T2
ВКГРМ
где H=H-ΔH - высота ВКГРМ относительно уровня моря,
ВКГРМ
БТВПП
ВПП
0
0
2
ΔH=D·ΔD·tgα/H - текущее значение расстояния по вертикали от ВПП до ВКГРМ.
ВКГРМ
ВПП
Y∂
П
ВКГРМ
ВПП
Y∂
П
При этом, если ΔH<ΔD·V/V то ΔH=ΔD·V/V=const.
Текущий угол наклона заданной траектории посадки:
<mrow><mi>α</mi><mo>=</mo><mi>a</mi><mi>r</mi><mi>c</mi><mi>t</mi><mi>g</mi><mfrac><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>Н</mi><mrow><mi>В</mi><mi>К</mi><mi>Г</mi><mi>Р</mi><mi>М</mi></mrow></msub></mrow><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>D</mi><mrow><mi>В</mi><mi>П</mi><mi>П</mi></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow>
Угловые отклонения ЛА аппарата от заданной траектории посадки:
КВ
ВКГРМ
ВПП,
ε=P-ψ
ГВ
ВКГРМ
ε=α-α.
0
0
Y∂
П
Рисунок, иллюстрирующий результирующую траекторию движения ЛА в вертикальной плоскости, полученный методом математического моделирования предлагаемого способа, представлен на фиг.4. Данная траектория получена при следующих начальных условиях: начальная высота траектории посадки H=600 м, начальный угол наклона траектории посадки α=4°, допустимая вертикальная скорость ЛА в момент касания ВПП V=1.3 м/с, посадочная скорость ЛА V=270 км/ч.
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.
КВ
ГВ
К
Г
Для обеспечения идентичности интерфейса для систем автоматического управления и систем индикации на уже разработанных и эксплуатируемых ЛА сигналы угловых отклонений от заданной траектории посадки по курсу ε и глиссаде ε, при необходимости, преобразуют к формату сигналов ε и ε, поступающих от бортовой аппаратуры ЛА, взаимодействующей с реальными КРМ и ГРМ (см. рис.7.8б и 7.9а на стр.159, 160 справочника [1]).
Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.