СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПРИ ВОЗВРАТЕ НА КОРАБЛЬ
METHOD OF CONTROLLING AIRCRAFT WHEN RETURNING TO SHIP

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА) корабельного базирования.
Полет любого ЛА можно разделить на
- взлет;
- полет по маршруту;
- посадку.
В целом посадка включает в себя следующие этапы: предпосадочное маневрирование, которое также называют этапом возврата, заход на посадку и непосредственно приземление.
Задачей этапа возврата является вывод ЛА в заданную область воздушного пространства относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) с таким расчетом, чтобы ЛА находился на продолжении оси ВПП на установленной высоте и дальности относительно торца ВПП с курсом, примерно равным направлению ВПП. Т.е. ЛА должен быть выведен в заданную область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения, где гарантированно обеспечиваются условия стабильного функционирования бортовых и наземных посадочных систем.
Различные аспекты функционирования бортового оборудования, обеспечивающего предпосадочное маневрирование ЛА, приведены в следующих работах:
1. Батенко А.П. Управление конечным состоянием движущихся объектов. М., "Советское радио", 1977 г. 256 с.
2. Воробьев Л.М. Воздушная навигация, М.: Машиностроение, 1984.
3. Рогожин В.О. и др. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005 (на украинском языке).
4. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф. М.: Транспорт, 1988.
5. Патент РФ на изобретение №2240589 с приоритетом от 31.07.2003. Способ автоматического управления летательным аппаратом при выходе на линию взлетно-посадочной полосы.
Известны способы управления летательным аппаратом (ЛА), реализующие вывод ЛА на линию, направленную вдоль продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома, при заходе на посадку, описанные в следующих источниках - [1], [3], [5].
Способ, описанный в патенте РФ на изобретение №2240589 [5], выбирается в качестве прототипа.
Способ-прототип, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, включает измерение параметров движения ЛА, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с ВПП, формирование программной высоты в зависимости от заданной высоты ЛА в точке касания заданной вынесенной окружности, заданного угла наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование рассогласования между заданным и истинным курсами, которое используется для формирования сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используется при формировании сигнала управления заданной нормальной перегрузкой, и изменение в автоматическом режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления.
Способ-прототип функционирует следующим образом.
ЛА
ЛА
ВПП
ВПП
ВПП
ЛА
ЛА
По текущим координатам ЛА φ, λ, координатам начала ВПП φ, λ и курсу ВПП ψ определяют текущие координаты ЛА Х, Y в системе координат, связанной с началом ВПП:
ЛА
ВПП
ВПП
X=Δλ·sinψ+Δφ·cosψ,
ЛА
ВПП
ВПП
Y=-Δλ·cosψ+Δφ·sinψ,
ЛА
ВПП
ЛА
ВПП
ЛА
где Δφ=(φ-φ)·R, Δλ=(λ-λ)·R·соsφ, R - радиус Земли.
ЛА
ЛА
0
ВТ
0
З
З
И
По текущим координатам ЛА X, Y и заданным координатам центра вынесенной окружности относительно начала ВПП Х=Д, Y=R определяют заданный курс ЛА ψ на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ поступает на индикацию и в систему автоматического управления (САУ)ЛА:
З
3
З
СН
где  - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, R - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА V при выходе в точку А на заданной высоте Н, α - угол сноса ЛА.
Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным кренами. САУ формирует сигнал заданного крена следующим образом:
3
1
З
И
γ=K·(Ψ-Ψ),
1
где К - известный коэффициент.
И
З
После того как истинный курс ЛА ψ сравняется с заданным курсом ψ и вектор скорости ЛА будет направлен на точку А, крен ЛА становится равным нулю и ЛА летит на точку А касания заданной окружности.
у
Для управления в продольной плоскости на индикацию и в САУ поступают сигналы вертикальной скорости ЛА V и отклонения ЛА от программной высоты ΔН:
ЛА
ПР
ΔH=H-H,
ЛА
пр
З
З
З
З
где H - значение текущей высоты ЛА, H=H+tg(θ)·D - программное значение высоты, Н - заданное значение высоты ЛА в точке А, θ - заданный угол наклона траектории снижения.
Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным  значениями нормальной перегрузки. Заданное значение нормальной перегрузки в САУ определяется по следующему закону:
,
2
3
где К, К - известные коэффициенты.
З
ВТ
З
З
Таким образом, ЛА летит в точку А касания заданной окружности с радиусом R, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д от ее края, и находящуюся на заданной высоте Н. После прохождения точки А на высоте Н производится разворот ЛА в сторону ВПП, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП. На этом этап возврата заканчивается и начинается этап захода на посадку.
Основным недостатком этого способа, при использовании для возврата на корабль, является тот факт, что управление ЛА осуществляется в предположении постоянства координат ВПП. Изменение координат корабля приведет к тому, что траектория, по которой будет следовать ЛА, в соответствии со сформированными по данному способу управляющими сигналами, будет постоянно изменяться и будет неоптимальной, что может привести к уменьшению безопасности полета.
Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей способа и повышение точности управления ЛА при выходе на линию ВПП движущегося корабля.
С учетом цели предлагаемого изобретения делаем следующие, не противоречащие содержанию описания вышеуказанного патента на изобретение, допущения:
к
К
К
К
1) полагаем, что бортовое оборудование ЛА включает, наряду с прочими системами, радиотехническое оборудование, обеспечивающее прием параметров движения корабля (координаты φ, λ, курс ψ, скорость V), которые измеряются непосредственным образом бортовым оборудованием корабля и передаются на борт ЛА;
2) полагаем, что управление ЛА может быть осуществлено как в автоматическом режиме с использованием САУ, так и в ручном режиме самим летчиком по индицируемым на соответствующих индикаторах сигналах текущей высоты, программной высоты, вертикальной скорости, истинного и заданного курсов.
Поставленная цель достигается тем, что в известном способе, включающем измерение параметров движения ЛА, измерение и передачу на борт ЛА параметров движения корабля, формирование заданного курса и линейной дальности до точки касания заданной вынесенной окружности в зависимости от координат ЛА, радиуса и координат центра вынесенной окружности в системе координат, связанной с ВПП корабля, формирование программной высоты в зависимости от заданной высоты ЛА в точке касания заданной вынесенной окружности, заданного угла наклона траектории и линейной дальности до точки касания заданной окружности, формирование рассогласования между истинным и заданным курсами, которое используется при формировании сигнала управления заданным креном, формирование рассогласования между текущей и программной высотами, которое используется при формировании сигнала управления заданной нормальной перегрузкой, и изменение в автоматическом или ручном режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, по текущим координатам, высоте ЛА и текущим координатам корабля определяют длину траектории посадки вплоть до касания палубы корабля, которую, наряду со значениями текущей высоты, текущей скорости ЛА и известной скорости ЛА в момент посадки, используют для определения средней скорости ЛА в процессе посадки, по длине траектории посадки и средней скорости ЛА в процессе посадки определяют время посадки, в соответствии с которым, используя текущие курс, скорость и координаты корабля, определяют значения координат корабля в момент посадки, итерационным методом уточняют значения длины траектории посадки, средней скорости ЛА в процессе посадки, времени посадки и координат корабля в момент посадки, а затем уточненные значения координат корабля в момент посадки используют при формировании координат центра вынесенной окружности.
Предлагаемый способ проиллюстрирован фиг.1 и функционирует следующим образом.
ЛА
ЛА
К
Ки
Ки
ЛА
ЛА
ВПП
По текущим координатам ЛА φ, λ, курсу ψ корабля и координатам φ, λ корабля, полученным на предыдущем итерационном цикле выполнения задачи, определяют текущие координаты ЛА Х, Y в системе координат, связанной с началом ВПП, и курс ВПП корабля ψ:
ВПП
К
ВПП
ψ=ψ-Δψ,
ЛА
ВПП
ВПП
ВПП
X=Δλ·sinψ+Δφ·cosψ-ΔX,
ЛА
ВПП
ВПП
ВПП
Y=-Δλ·cosψ+Δφ·sinψ-ΔY,
ЛА
Ки
ЛА
Ки
ЛА
ВПП
ВПП
ВПП
где Δφ=(φ-φ)·R, Δλ=(λ-λ)·R·сosφ, R - радиус Земли, который с достаточной точностью для рассматриваемой задачи может быть принят равным 6371 км, Δψ - известный угол между продольной осью корабля и направлением ВПП корабля, ΔХ и ΔY - известные расстояния между точкой, в которой измеряются координаты корабля, и началом ВПП корабля, спроектированные на оси X, Y.
Ки
Ки
К
К
В начальный момент функционирования предлагаемого способа, т.е. на первом итерационном цикле, координатам φ, λ присваивают значения текущих координат корабля φ, λ.
ЛА
ЛА
0
ВТ
0
З
З
И
По текущим координатам ЛА X, Y и заданным координатам центра вынесенной окружности Х=Д, Y=R определяют заданный курс ЛА ψ на точку касания А вынесенной окружности в географической системе координат, который вместе с сигналом истинного курса ЛА ψ поступает на индикацию экипажу и в САУ ЛА:
З
З
З
СН
где  - линейная дальность до точки А касания заданной вынесенной окружности, R - постоянный радиус заданной вынесенной окружности, соответствующий заданной скорости ЛА V при выходе в точку А на заданной высоте Н, α - угол сноса ЛА.
Зо
На фиг.1 заданный курс, рассчитанный в начальный момент функционирования предлагаемого способа, т.е. на первом итерационном цикле, обозначен как ψ.
ТП
Определяют длину траектории посадки D вплоть до касания палубы корабля:
ТП
ВТ
З
ВПП
З
D=D+Д+R·(ψ-ψ).
ТП
ЛА
ЛА
ЛАС
Используя значения длины траектории посадки D, текущей высоты ЛА H, текущей скорости ЛА V, известную из аэродинамики конкретного ЛА зависимость его скорости от высоты в процессе выполнения стандартного предпосадочного маневра, определяют среднюю скорость ЛА в процессе посадки V. Простейшая реализация этой операции может быть осуществлена табличным методом с линейной аппроксимацией между табличными значениями.
ТП
ЛАС
Используя длину траектории посадки D и среднюю скорость ЛА в процессе посадки V, определяют относительное время посадки
П
ТП
ЛАС
T=D/V.
П
К
К
К
К
Используя время посадки Т и текущие координаты φ, λ, курс ψ, скорость V корабля, определяют координаты корабля в момент посадки:
Ки
К
П
К
K
φ=φ+T·V·cosψ/R,
Ки
К
П
К
К
К
λ=λ+T·V·sinψ/(R·cosφ),
которые на следующем итерационном цикле выполнения задачи будут использованы в качестве координат корабля.
Отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в боковой плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным кренами. САУ формирует сигнал заданного крена следующим образом:
З
1
З
И
γ=K·(Ψ-Ψ),
1
где К - известный коэффициент.
В ручном режиме управления летчик, управляя рулевыми поверхностями ЛА, самостоятельно отрабатывает рассогласование истинного и заданного курсов.
И
З
После того как истинный курс ЛА ψ сравняется с заданным курсом ψ, крен ЛА становится равным нулю и ЛА летит на точку А касания заданной вынесенной окружности.
у
Для управления в продольной плоскости на индикацию и в САУ поступают сигналы вертикальной скорости ЛА V и отклонения ЛА от программной высоты ΔН:
ЛА
ПР
ΔH=H-Н,
ЛА
ПР
З
З
З
З
где H - значение текущей высоты ЛА, Н=H+tg(θ)·D - программное значение высоты, Н - заданное значение высоты ЛА в точке А, θ - заданный угол наклона траектории снижения.
В автоматическом режиме управления отклонение рулевых поверхностей ЛА для маневра в продольной плоскости осуществляется по сигналу рассогласования между текущим и заданным значениями нормальной перегрузки. Заданное значение нормальной перегрузки в САУ определяется по следующему закону:
,
2
3
где К, К - известные коэффициенты.
В ручном режиме управления летчик, управляя рулевыми поверхностями ЛА, самостоятельно отрабатывает отклонение ЛА от программной высоты ΔH с учетом его текущей вертикальной скорости.
З
ВТ
Таким образом, управление ЛА осуществляется на точку А касания заданной окружности с радиусом R, вынесенной по оси ВПП на расстояние Д от ее края.
3
После прохождения точки А на высоте Н производится разворот ЛА в сторону ВПП, а затем выравнивание ЛА по линии ВПП с курсом, равным курсу ВПП. На этом этап возврата заканчивается и начинается этап захода на посадку.
Предлагаемый способ может быть реализован в бортовой цифровой вычислительной системе бортового оборудования ЛА. Реализация предлагаемого способа не подразумевает изменение или дополнение аппаратуры, устанавливаемой на борту ЛА корабельного базирования, и предполагает использование только известных сигналов и исполнительных механизмов бортового оборудования ЛА.