RU2025414C1 - Method of automatic landing of aircraft - Google Patents

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: the following parameters of aircraft motion are measured: altitude, range to rated touch-down point, aircraft deviation from plane passing through axis of the runway, arbitrary altitudes and deviations up to order for which the abovementioned parameters are preset at the terminal point of the descent part; aircraft descent path is formed as dependence of flight altitude and lateral deviation from vertical plane passing through axis of the runway, from horizontal range to rated touch-down point making use of parameters of motion and derivatives at points of the beginning and termination of descent. Maximum deviations of aircraft from the preset trajectory are set and in case its deviation from the preset trajectory exceeds maximum value, new trajectory is formed relative to which control of the aircraft is effected. EFFECT: enhanced accuracy and safety of landing in case of perturbations for wide range of initial conditions. 2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к системам автоматического управления и может быть использовано для осуществления автоматической посадки самолета в сложных условиях. The invention relates to automatic control systems and can be used to implement automatic landing of the aircraft in difficult conditions.

Известен способ посадки самолета в заданную точку взлетно-посадочной полосы (ВПП), включающий определение его высоты и дальности до расчетной точки касания (РТК), формирование сигнала с использованием этих данных, который используют для управления исполнительными органами [1]. There is a method of landing an aircraft at a given point on the runway (runway), including determining its height and range to the estimated point of contact (RTK), generating a signal using these data, which is used to control the executive bodies [1].

Однако этот способ не обеспечивает достаточной точности посадки в сложных метеоусловиях. However, this method does not provide sufficient accuracy of landing in adverse weather conditions.

Известен способ автоматической посадки самолета, включающий измерение скорости его полета V(t), высоты полета H(t), горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения D(t) и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, Z(t), определение вертикальной составляющей скорости полета V_yo, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы [2].A known method of automatic landing of an aircraft, including measuring its flight speed V (t), flight altitude H (t), horizontal distance to the end point of the descent path D (t) and deviations from the vertical plane passing through the axis of the runway, Z ( t), the determination of the vertical component of the flight speed V _yo , the formation of the control signal according to the measurement results and its supply to the executive bodies [2].

Для повышения точности посадки в сложных метеоусловиях дополнительно формируют сигналы, пропорциональные требуемым вертикальным составляющим скорости и ускорения в момент приземления, суммируют их с основным управляющим сигналом, пропорциональным высоте полета, и полученный сигнал подают на исполнительные органы самолета. To improve landing accuracy in difficult weather conditions, they additionally generate signals proportional to the required vertical components of speed and acceleration at the time of landing, summarize them with the main control signal proportional to the flight altitude, and the received signal is sent to the executive bodies of the aircraft.

Этот способ обеспечивает приземление при широком диапазоне начальных высот, касание ВПП с требуемыми значениями углов атаки и тангажа для данного типа самолета и плавность траектории на ее конечном участке. Однако известный способ посадки не обеспечивает требуемых точностей посадки в сложных условиях и при ограниченной длине ВПП за счет того, что управляющий сигнал формируется только на конечном участке траектории в зависимости от текущей высоты и дальности до РТК с учетом параметров движения только в РТК. Поэтому данный способ не может быть использован для управления самолетом на всей глиссаде, начиная с момента начала снижения, а управляющее воздействие как реакция на возмущение вызывает колебательное движение самолета относительно траектории снижения вплоть до потери устойчивости при достаточно больших возмущениях. This method provides landing at a wide range of initial heights, touching the runway with the required values of the angle of attack and pitch for a given type of aircraft and smoothness of the trajectory at its final section. However, the known landing method does not provide the required landing accuracy in difficult conditions and with a limited runway length due to the fact that the control signal is generated only on the final section of the trajectory, depending on the current altitude and distance to the RTK, taking into account the motion parameters only in the RTK. Therefore, this method cannot be used to control the aircraft on the entire glide path, starting from the moment the descent begins, and the control action as a reaction to the disturbance causes the aircraft to oscillate relative to the decline path until it becomes unstable with sufficiently large disturbances.

Цель изобретения - обеспечение посадки самолета в автоматической режиме с высокой точностью и безопасностью при наличии возмущений для широкого диапазона начальных условий, что позволяет снизить число повторных заходов на посадку. The purpose of the invention is the provision of aircraft landing in automatic mode with high accuracy and safety in the presence of disturbances for a wide range of initial conditions, which reduces the number of repeated approaches.

Это достигается тем, что при способе автоматической посадки, включающем измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы, предварительно задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, а также параметры движения самолета в конечной точке траектории снижения, включающие высоту полета, отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, дополнительно измеряют горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, формируют заданную траекторию снижения в виде полиномиальной зависимости высоты полета и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, и закон изменения скорости полета в виде зависимости от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, при этом параметры заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета определяют по измеренным значениям указанных параметров движения самолета в начальной точке траектории снижения, в том числе по значению предварительно заданной горизонтальной дальности от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки. По предварительно заданным значениям этих параметров в конечной точке траектории снижения определяют отклонение самолета от заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета, а формирование управляющего сигнала производят с учетом этих отклонений. This is achieved by the fact that with the automatic landing method, including measuring its flight speed, flight altitude, horizontal distance to the end point of the trajectory of decline and deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, determining the vertical component of the flight speed, generating a control signal from the measurement results and its supply to the executive bodies, pre-set the horizontal distance from the starting point of the descent path to its end point, as well as parameters of the aircraft’s movement at the end point of the descent trajectory, including flight altitude, deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, horizontal, vertical and transverse components of the aircraft’s flight speed, second time derivative and time derivatives of subsequent orders of height, horizontal range to the end point of the trajectory of decline and deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, additionally measure the horizontal, in the vertical and transverse components of the aircraft’s flight speed, the second time derivative and the time derivatives of the following orders of height, horizontal distance to the end point of the descent and deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, form a predetermined descent trajectory in the form of a polynomial height dependence flight and deviations from the vertical plane passing through the axis of the runway, from the horizontal range to the end point of the trajectory the law, and the law of change in flight speed as a function of horizontal distance to the end point of the descent path, while the parameters of the given descent path and the law of change in flight speed are determined by the measured values of the indicated parameters of the aircraft at the initial point of the descent path, including the value given horizontal distance from the starting point of the descent path to its end point. The predefined values of these parameters at the end point of the descent trajectory determine the deviation of the aircraft from the predetermined descent trajectory and the law of change in flight speed, and the formation of the control signal is made taking into account these deviations.

Для повышения точности посадки и повышения вероятности выполнения успешной посадки дополнительно предварительно задают предельные высоты Н_max ^пр и H_min ^пр, предельное боковое отклонение ΔZ_пр от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, при движении самолета по траектории снижения, а также максимальные отклонения от заданной траектории снижения ΔY_max(D), Δ Z_max(D) в вертикальной и горизонтальной плоскостях соответственно, определяют отклонения самолета от заданной траектории снижения по формуле δR =

, и при выполнении неравенства δR ≥

формируют новую траекторию снижения, которую определяют как заданную, причем ее начальной точкой является первая точка, в которой выполняется указанное неравенство, а при выполнении неравенства H(D) ≥ H_max ^пр или H( ≅D)≅ H_max ^пр _, | ΔZ | ≥ Δ Z_пр прекращают снижение и выдают указание экипажу на повторный заход на посадку.To increase the accuracy of landing and increase the likelihood of a successful landing, they additionally preliminarily set the limiting heights H _max ^pr and H _min ^pr , the maximum lateral deviation ΔZ _pr from the vertical plane passing through the axis of the runway when the aircraft moves along the descent path, as well as maximum deviations from a given descent path ΔY _max (D), Δ Z _max (D) in the vertical and horizontal planes, respectively, determine the deviation of the aircraft from a given descent path according to the formula δR =

, and if the inequality δR ≥

form a new reduction path, which is defined as given, and its starting point is the first point at which the indicated inequality holds, and if the inequality H (D) ≥ H _max ^pr or H (≅D) ≅ H _max ^pr _, | ΔZ | ≥ Δ Z _pr stop the decline and issue an instruction to the crew to re-approach.

Предложенный способ автоматической посадки самолета улучшает точностные характеристики системы посадки, использующей данный способ, а также позволяет расширить диапазон парируемых возмущений при значительном уменьшении расхода рулей и потребных перегрузок. The proposed method of automatic landing of the aircraft improves the accuracy of the landing system using this method, and also allows you to expand the range of parry disturbances with a significant reduction in rudder consumption and required overloads.

На чертеже схематически изображен процесс выполнения посадки самолетом. The drawing schematically depicts the process of landing by plane.

Перед началом захода на посадку самолет 1 имеет следующие координаты: горизонтальную дальность от конечной точки траектории снижения (от начала координат) D(t), высоту полета H(t) и отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП (далее - боковое отклонение) Z(t), а также производные этих функций по времени - продольная, вертикальная и поперечная составляющие скорости полета V_x, V_y, V_z, ускорения a_x, a_y, a_z и т.д. Эти параметры могут быть измерены с помощью как бортовых систем траекторных измерений, использующих наземные маяки, так и с использованием наземных радиолокационных станций; могут быть также использованы космические навигационные системы, например, типа Navstar.Before the start of the approach, the plane 1 has the following coordinates: the horizontal distance from the end point of the descent path (from the origin) D (t), the flight altitude H (t) and the deviation from the vertical plane passing through the runway axis (hereinafter referred to as lateral deviation) Z (t), as well as the time derivatives of these functions, are the longitudinal, vertical and transverse components of the flight speed V _x , V _y , V _z , accelerations a _x , a _y , a _z , etc. These parameters can be measured using both airborne trajectory measurement systems using ground-based beacons, and using ground-based radar stations; space navigation systems, for example, such as Navstar, may also be used.

В момент начала снижения (t=t_o) измеренные параметры движения самолета следующие: D(t_o) = D_o, H(t_o) = H_o, Z(t_o) = Z_o, V_x(t_o) = V_xo, V_y(t_o) = V_yo, V_z(t_o) = V_zo, a_x(t_o) = a_xo, a_y(t_o) = a_yo, a_z(t_o) = a_zo и т.д.At the beginning of the decline (t = t _o ), the measured parameters of the aircraft are as follows: D (t _o ) = D _o , H (t _o ) = H _o, Z (t _o) = Z _o , V _x (t _o) = V _xo , V _y (t _o ) = V _yo , V _z (t _o ) = V _zo , a _x (t _o) = a _xo , a _y (t _o ) = a _yo , a _z (t _o ) = a _zo etc.

Траектория снижения должна быть такой, чтобы перечисленные параметры движения в момент начала снижения не претерпевали резких изменений. В конце снижения (t = t_k) параметры движения по траектории снижения должны совпадать с заранее заданными D_k, H_k, Z_k, V_xk, V_yk, V_zk, a_xk, a_yk, a_zk и т.д.The trajectory of decline should be such that the listed parameters of movement at the time of the beginning of the decline did not undergo drastic changes. At the end of the decline (t = t _k ), the parameters of movement along the reduction path should coincide with the predetermined D _k , H _k , Z _k , V _xk , V _yk , V _zk , a _xk , a _yk , a _zk , etc.

Указанным требованием удовлетворяет траектория снижения в виде степенного полинома вида
H_зад(t) =

a_iDⁱ(t), Z_зад(t) =

b_iDⁱ(t), t₀≅ t ≅ t_k. (1)
Траектория вида (1) может удовлетворять граничным условиям в начале и конце снижения по параметрам движения вплоть до производных (n-1)/2-го порядка для нечетного n и n/2 для четного n. Коэффициенты a₁ и b₁ могут быть определены из решения системы уравнений

=

a_iDⁱ(t)

(2)

=

b_iDⁱ(t)

При этом для k = n/2 (для четного n) используется одно из граничных условий.The specified requirement is satisfied by the reduction trajectory in the form of a power polynomial of the form
H _ass (t) =

a _i D ⁱ (t), Z _ass (t) =

b _i D ⁱ (t), t ₀ ≅ t ≅ t _k . (1)
A trajectory of the form (1) can satisfy the boundary conditions at the beginning and end of the decrease in motion parameters up to derivatives (n-1) / 2nd order for odd n and n / 2 for even n. The coefficients a ₁ and b ₁ can be determined from the solution of the system of equations

=

a _i D ⁱ (t)

(2)

=

b _i D ⁱ (t)

Moreover, for k = n / 2 (for even n) one of the boundary conditions is used.

Для практических применений целесообразно использовать полином третьего, четвертого или пятого порядка, т.е. ограничиться измерением координат и составляющих скорости или координат, составляющих скорости и ускорения. Практически указанные ограничения вносит аппаратура измерения параметров движения самолета. For practical applications, it is advisable to use a polynomial of the third, fourth or fifth order, i.e. confine ourselves to measuring coordinates and components of speed or coordinates that make up speed and acceleration. Practically the indicated limitations are introduced by the equipment for measuring the parameters of the aircraft motion.

Если n = 3 то, решая систему уравнений (2), получим траекторию снижения следующего вида H(t)=H_k+(V_уk/V_хк)D(t)-[3(H_o-H_k- -(V_ykD_o/V_xk))-(Vy_oD_o/V_xo) + ( V_yk D_o/V_xk)] (D(t)/D_o)²+ (( V_yoD_o/V_xo-(V_ykD_o/V_xk)-2(H_o-H_k-(V_ykD_o/V_xk)) ( D(t)/D_o)³. (3)
Аналогичная формула имеет место для Z(t) с заменой H_o, H_k, V_yo, V_ykна Z_o, Z_k, V_zo, V_zk соответственно.If n = 3 then, solving the system of equations (2), we obtain a reduction trajectory of the following form H (t) = H _k + (V _уk / V _хк ) D (t) - [3 (H _o -H _k - - (V _yk D _o / V _xk )) - (Vy _o D _o / V _xo ) + (V _yk D _o / V _xk )] (D (t) / D _o ) ² + ((V _yo D _o / V _xo - (V _yk D _o / V _xk ) -2 (H _o -H _k - (V _yk D _o / V _xk )) (D (t) / D _o ) ^3. (3)
A similar formula holds for Z (t) with the replacement of H _o , H _k , V _yo , V _yk by Z _o , Z _k , V _zo, V _zk, respectively.

Если принять H_k = 0, V_yo = 0, V_yk = 0, т.е. конечная точка траектории снижения находится на ВПП, касание производится с нулевой вертикальной составляющей скорости, а снижение начинается также с нулевой вертикальной составляющей скорости, то траектория примет следующий вид:
H(t) = H_o[3(D/D_o) ² - 2(D/D_o ³)] (4)
Однако при переходе самолета на траекторию снижения вида (3,4) возможно скачкообразное изменение ускорения движения самолета, что вызовет колебательное движение самолета при управлении им относительно этой траектории, а это приведет к снижению точности посадки. Избежать этого можно, приняв траекторию снижения в виде полинома четвертого (n = 4) или пятого порядка (n = 5). В этом случае дополнительно измеряют составляющие ускорения движения самолета a_x, a_y, a_z и задают указанные составляющие в конце снижения a_xk, a_yk, a_zk. Решая систему уравнений

=

a_iDⁱ(t)

=

b_iDⁱ(t)

_k=0,1,2, получим траекторию снижения в следующем виде (для n = 5)
H(D) = H_k+(V_yk/V_xk)D+(a_yk-(V_yk/V_xk)a_xk)(D²/2V_xk ²)+a₃D³+a₄D⁴+a₅D⁵, (5) где коэффициенты a₃,a₄,a₅ определяют из решения системы уравнений

(6) где α₁₁ = 1; α₁₂ = D_o; α₁₃ = D_o ^2; α₂₁ = 3; α₂₂ = 4D_o; α₂₃ = 5D_o ^2;α₃₁= = 3(a_xoD_o + 2V_xo ²); α₃₂ = 4D_o(a_xoD_o + 3V_xo ²⁾; α₃₃ = 5D_o ²(a_xoD_o + 4V_xo ²⁾;
A₁ = [H_o - H_k - (V_ykD_o/V_xk)D_o - (a_yk - -(V_yk/V_xk)a_zk)(D_o ²/2V_xk ²)]/D_o ³;
A₂ = [V_yo - V_ykV_xo/V_k-2(a_yk-(V_yk/V_xk)a_xk)(V_xoD_o/2V_xk ²)]/D_o ²;
A₃ = [a_yo - (V_yk/V_xk)V_xo-2(a_yk - (V_yk/V_xk)a_xk)(a_xoD_o + 2V_xo ²⁾/2V_xk ²].If we take H _k = 0, V _yo = 0, V _yk = 0, i.e. the end point of the descent path is on the runway, the touch is made with the zero vertical velocity component, and the reduction also starts with the zero vertical velocity component, the trajectory will take the following form:
H (t) = H _o [3 (D / D _o) ² - 2 (D / D _o ³ )] (4)
However, during the transition of the aircraft to the trajectory of reducing the type (3.4), an abrupt change in the acceleration of the aircraft’s movement is possible, which will cause the aircraft to oscillate when it is controlled relative to this trajectory, and this will lead to a decrease in landing accuracy. This can be avoided by adopting a reduction trajectory in the form of a fourth polynomial (n = 4) or fifth order (n = 5). In this case, the acceleration components of the aircraft a _x , a _y , a _z are additionally measured and the indicated components are set at the end of the decline a _xk , a _yk , a _zk . Solving a system of equations

=

a _i D ⁱ (t)

=

b _i D ⁱ (t)

_{k = 0,1,2,} we get the trajectory of decline in the following form (for n = 5)
H (D) = H _k + (V _yk / V _xk ) D + (a _yk - (V _yk / V _xk ) a _xk ) (D ² / 2V _xk ² ) + a ₃ D ³ + a ₄ D ⁴ + a ₅ D ⁵ , (5) where the coefficients a ₃ , a ₄ , a _{5 are} determined from the solution of the system of equations

(6) where α ₁₁ = 1; α ₁₂ = D _o ; α ₁₃ = D _o ^2; α ₂₁ = 3; α ₂₂ = 4D _o ; α ₂₃ = 5D _o ^2; α ₃₁ = = 3 (a _xo D _o + 2V _xo ² ); α ₃₂ = 4D _o (a _xo D _o + 3V _xo ²⁾ ; α ₃₃ = 5D _o ² (a _xo D _o + 4V _xo ²⁾ ;
A ₁ = [H _o - H _k - (V _yk D _o / V _xk ) D _o - (a _yk - - (V _yk / V _xk ) a _zk ) (D _o ² / 2V _xk ² )] / D _o ³ ;
A ₂ = [V _yo - V _yk V _xo / V _k -2 (a _yk - (V _yk / V _xk ) a _xk ) (V _xo D _o / 2V _xk ² )] / D _o ² ;
A ₃ = [a _yo - (V _yk / V _xk ) V _xo -2 (a _yk - (V _yk / V _xk ) a _xk ) (a _xo D _o + 2V _xo ²⁾ / 2V _xk ² ].

Аналогичные соотношения имеют место для траектории Z(D) с заменой Н_о, H_k на Z_o, Z_k соответственно и вертикальных составляющих скорости и ускорения на соответствующие поперечные составляющие.Similar relations hold for the trajectory Z (D) with the replacement of H _o , H _k by Z _o , Z _k, respectively, and the vertical components of velocity and acceleration by the corresponding transverse components.

Таким образом, траектория вида (5) обеспечивает переход самолета на снижение с непрерывным изменением скорости и ускорения, а также их непрерывное изменение при перемещении самолета по посадочной траектории до требуемых динамических характеристик в конце траектории посадки, что обеспечивает высокую точность движения самолета по траектории снижения и соответственно высокую точность посадки. Thus, a trajectory of the form (5) provides the aircraft transition to a decrease with a continuous change in speed and acceleration, as well as their continuous change when moving the aircraft along the landing path to the required dynamic characteristics at the end of the landing path, which ensures high accuracy of the aircraft along the reduction path and accordingly high accuracy of landing.

Кроме того, скорость самолета (модуль вектора скорости) в начале захода на посадку V(t_o) = V_o превышает посадочную скорость V_k, поэтому необходимо задать закон изменения скорости самолета при его движении по глиссаде. Целесообразно принять закон изменения скорости в виде линейной зависимости от дальности
V =

D_k+V_k. (7)
Управляющий сигнал, выдаваемый на рули самолета для управления его движением по траектории снижения формируется по принятому в конкретной системе автоматической посадки критерию на основе измерения отклонения координат самолета от заданной траектории снижения (3) или (5) и по значениям первых производных координат самолета.In addition, the speed of the aircraft (module of the velocity vector) at the beginning of the approach V (t _o ) = V _o exceeds the landing speed V _k , therefore, it is necessary to set the law of change in the speed of the aircraft during its movement along the glide path. It is advisable to adopt the law of change of speed in the form of a linear dependence on the range
V =

D _k + V _k . (7)
The control signal issued to the aircraft rudders to control its movement along the descent path is generated according to the criterion adopted in a specific automatic landing system based on measuring the deviation of the airplane coordinates from a given descent path (3) or (5) and the values of the first derivatives of the airplane coordinates.

В результате при перемещении самолета по траектории снижения модуль вектора ускорения его продольного движения постоянен, что также обеспечивает высокую точность посадки. As a result, when the aircraft moves along the descent path, the module of the acceleration vector of its longitudinal motion is constant, which also ensures high landing accuracy.

Однако при указанном управлении возможны случаи, когда отклонение самолета от заданной траектории будет настолько большим, что вывод его на эту траекторию будет связан с большими перегрузками и затратами времени, что особенно существенно на конечном участке полета. However, with this control, there may be cases where the deviation of the aircraft from a given trajectory will be so large that its withdrawal to this trajectory will be associated with large overloads and time-consuming, which is especially significant in the final flight section.

При этом необходимо отметить, что при визуальной посадке без использования глиссадных маяков летчик управляет самолетом, исходя из конечных условий посадки и текущих параметров движения, а не по текущим отклонениям самолета от жесткой заданной траектории снижения, как это делается в известных системах автоматической посадки. Следовательно, всякий раз летчик практически формирует траекторию снижения в каждый момент времени. Естественно, что в системах автоматической посадки такой алгоритм посадки нереализуем из-за необходимости выполнять большой объем вычислений с высоким темпом. It should be noted that during visual landing without the use of glide path beacons, the pilot controls the aircraft based on the final landing conditions and current movement parameters, and not according to the current deviations of the aircraft from a rigid predetermined descent path, as is done in the well-known automatic landing systems. Therefore, every time the pilot practically forms a trajectory of decline at each moment in time. Naturally, in automatic landing systems such an landing algorithm is not feasible due to the need to perform a large amount of computation at a high rate.

Однако такой алгоритм может быть реализован, если новую траекторию формировать только при отклонении самолета от заданной траектории на расстояние, большее некоторого заданного. Для этого дополнительно задают максимальные значения отклонения в вертикальной ΔY_max и в горизонтальной ΔZ_max плоскостях в зависимости от удаления от РТК, например, в простейшем случае по формулам
ΔY_max(D) = Δ Y_max(D_o)(D/D_o);
ΔZ_max(D) = ΔZ_max(D_o)(D/D_o) (8)
При движении самолета по заданной траектории определяют отклонения самолета от нее в горизонтальной ΔZ и вертикальной ΔY плоскостях и вычисляют удаление от траектории δR =

. Если это удаление не превышает максимально допустимого, определяемого по формуле
δR ≥

, (9) то управление самолетом выполняют относительно первоначально сформированной траектории, если же
δ R ≥ δ R_max , (10) то формируют новую траекторию по описанному алгоритму, причем в качестве начальной точки принимают точку, в которой зафиксировано неравенство (10), с соответствующими параметрами движения. Соответственно управление самолетом будет выполняться относительно новой траектории с контролем удаления от нее и построением новой траектории как только вновь будет зафиксировано выполнение неравенства (10). При этом постоянно контролируется выполнение неравенств
H_min ^пр(D) ≅ H (D) ≅ H_max ^пр(D)
I Z (D) I ≅ Z _пр (D), (11) где H_max ^пр(D) и H_min ^пр(D) - предельные максимальное и минимальное значения высоты полета самолета на дальности D при его заходе на посадку;
Z_пр(D) - предельное удаление самолета от вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП.However, such an algorithm can be implemented if a new trajectory is formed only when the plane deviates from a given trajectory by a distance greater than a certain one. For this, the maximum deviation values are additionally set in the vertical ΔY _max and in the horizontal ΔZ _max planes depending on the distance from the RTK, for example, in the simplest case, according to the formulas
ΔY _max (D) = Δ Y _max (D _o ) (D / D _o );
ΔZ _max (D) = ΔZ _max (D _o ) (D / D _o ) (8)
When the aircraft moves along a given trajectory, the deviations of the aircraft from it in the horizontal ΔZ and vertical ΔY planes are determined and the distance from the trajectory δR = is calculated

. If this removal does not exceed the maximum allowable determined by the formula
δR ≥

, (9) then control of the aircraft is performed relative to the initially formed trajectory, if
δ R ≥ δ R _max , (10) then form a new trajectory according to the described algorithm, and the point at which inequality (10) is fixed with the corresponding motion parameters is taken as the starting point. Accordingly, control of the aircraft will be performed relative to a new trajectory with control of the distance from it and the construction of a new trajectory as soon as inequality (10) is again recorded. Moreover, the implementation of inequalities is constantly monitored
H _min ^ol (D) ≅ H (D) ≅ H _max ^ol (D)
IZ (D) I ≅ Z _pr (D), (11) where H _max ^pr (D) and H _min ^pr (D) are the maximum maximum and minimum values of the flight altitude of the aircraft at a range of D during its approach;
Z _CR (D) - the maximum distance of the aircraft from a vertical plane passing through the axis of the runway.

Как только будет зафиксировано невыполнение неравенств (11), заход на посадку прекращается, исходя из условия чрезмерно низкой вероятности успешной посадки и низкой ее безопасности, и экипажу выдается команда для ухода на второй круг. As soon as inequalities are observed (11), the landing approach is terminated on the basis of the condition of an excessively low probability of a successful landing and its low safety, and the crew is given a command to leave for the second round.

Значение параметра ζ целесообразно задавать меньшим 1, поскольку отработка отклонения в горизонтальной плоскости обычно сложнее, чем в вертикальной (целесообразно принять ζ = 0,5-1,0). It is advisable to set the value of the parameter ζ to less than 1, since working out deviations in the horizontal plane is usually more difficult than in the vertical (it is advisable to take ζ = 0.5-1.0).

Предельные значения высоты и бокового отклонения означают, что при выходе за них вероятность успешной посадки становится недопустимо малой либо становится недопустимо большой вероятность столкновения с землей. При этом предельные отклонения должны зависеть от горизонтальной дальности до РТК, например, линейно: ζ (D) = ζ(D_o)(D/D_o), где ζ означает H_max ^пр, H_min ^пр или Z_пр(D).Limit values of height and lateral deviation mean that when leaving them, the probability of a successful landing becomes unacceptably small or the probability of a collision with the ground becomes unacceptably high. In this case, the maximum deviations should depend on the horizontal range to the RTK, for example, linearly: ζ (D) = ζ (D _o ) (D / D _o ), where ζ means H _max ^pr, H _min ^pr or Z _pr (D).

Очевидно, что при использовании описанного способа посадки с формированием новых траекторий значительно облегчается управление самолетом и повышается точность посадки за счет менее жесткой работы системы управления. Obviously, when using the described landing method with the formation of new trajectories, aircraft control is much easier and landing accuracy is improved due to the less rigid operation of the control system.

Изобретение наиболее целесообразно использовать в системах автоматической посадки, в том числе радиолокационных, для автоматического управления движением самолета от начала до конца глиссады, что позволяет повысить точность и безопасность посадки. The invention is most suitable for use in automatic landing systems, including radar systems, for automatically controlling the movement of the aircraft from the beginning to the end of the glide path, which improves the accuracy and safety of landing.

Claims (2)

1. СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ САМОЛЕТА, включающий измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы, отличающийся тем, что предварительно задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, а также параметры движения самолета в конечной точке траектории снижения, включающие высоту полета, отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы , дополнительно измеряют горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, формируют заданную траекторию снижения в виде полиноминальной зависимости высоты полета и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, и закон изменения скорости полета в виде зависимости от горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения, при этом параметры заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета определяют по измеренным значениям указанных параметров движения самолета в начальной точке траектории снижения, в том числе по значению предварительно заданной горизонтальной дальности от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, и по предварительно заданным значениям этих параметров в конечной точке траектории снижения определяют отклонение самолета от заданной траектории снижения и закона изменения скорости полета, а формирование управляющего сигнала производят с учетом этих отклонений. 1. METHOD FOR AUTOMATIC LANDING OF THE AIRCRAFT, including measuring its flight speed, flight altitude, horizontal distance to the end point of the descent and deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, determining the vertical component of the flight speed, generating a control signal from the measurement results and supplying it to the executive bodies, characterized in that the horizontal distance from the starting point of the descent path to its end point is pre-set, and t Also, the parameters of the aircraft’s movement at the end point of the descent path, including the flight altitude, deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, horizontal, vertical and transverse components of the aircraft’s flight speed, the second time derivative and time derivatives of the following orders of height, horizontal the distance to the end point of the trajectory of decline and deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, is additionally measured horizontally The vertical and transverse components of the aircraft’s flight speed, the second time derivative and the time derivatives of subsequent orders of height, horizontal distance to the end point of the descent path and deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, form the predetermined descent path in the form of a polynomial the dependence of the flight altitude and deviation from the vertical plane passing through the axis of the runway, from the horizontal range to the end point of the trajectory reduction, and the law of change in flight speed as a function of horizontal distance to the end point of the descent trajectory, while the parameters of the specified descent trajectory and the law of change in flight speed are determined by the measured values of the indicated parameters of the aircraft at the initial point of the descent trajectory, including given horizontal distance from the starting point of the descent path to its end point, and according to the predefined values of these parameters at the end point of the tray Torii reduce deflection plane is determined by a predetermined trajectory and law of variation reducing flight speed, and the formation of the control signal produced with these deviations. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что дополнительно предварительно задают предельные высоты H_max ^пp и H_min ^пp , предельное боковое отклонение Δ Z_пp от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, при движении самолета по траектории снижения, а также максимальные отклонения от заданной траектории снижения Δ Y_max(D) , Δ Z_max(D) в вертикальной и горизонтальной плоскостях соответственно, определяют отклонения самолета от заданной траектории снижения по формуле
δR =

и при выполнении неравенства
δR ≥

формируют новую траекторию снижения, которую определяют как заданную, причем ее начальной точкой является первая точка, в которой выполняется указанное неравенство, а при выполнении неравенств H(D) ≥ H_max ^пp или H(D) ≅ H_max ^пp ,
| Δ Z| ≥ Δ Z_пp прекращают снижение и выдают указание экипажу на повторный заход на посадку.2. The method according to claim 1, characterized in that it further preliminarily sets the limit heights H _max ^p and H _min ^pp , the lateral deviation Δ Z _pp from the vertical plane passing through the axis of the runway, when the aircraft moves along the descent path, as well as the maximum deviations from a given descent path Δ Y _max (D), Δ Z _max (D) in the vertical and horizontal planes, respectively, determine the deviation of the aircraft from a given descent path according to the formula
δR =

and when inequality
δR ≥

form a new reduction path, which is defined as given, and its starting point is the first point at which the indicated inequality holds, and when inequalities are fulfilled, H (D) ≥ H _max ^pp or H (D) ≅ H _max ^pp ,
| Δ Z | ≥ Δ Z _pp stop the decline and give the crew an instruction to re-approach.

Images