RU2040434C1 - Aircraft automatic landing control system - Google Patents

Abstract

FIELD: control systems of flying vehicles. SUBSTANCE: aircraft automatic landing control system has radio altimeter, localizer receiver, glide-path channel mechanically linked with respective control actuators, as well as speed setting device and auto-throttle computer connected in series; output of auto-throttle computer is connected with servo actuator of auto-throttle; besides that, control system includes inertial navigation system, satellite navigation system, integral unit, airfield information receiver, unit for determination of landing regime, relative coordinate generating unit, program unit of longitudinal motion, units for indirect measurement of disturbance of lateral banking motion and longitudinal motion, setters of coefficients of lateral motion, banking and longitudinal motion, units of adaptation of lateral motion, banking and longitudinal motion; generators of adaptive program of lateral motion, banking and longitudinal motion; first, second, third, fourth, fifth, sixth and seventh adders, lateral motion control unit and heading control unit connected in series, banking control unit, altitude control unit and pitch control unit connected in series. EFFECT: enhanced efficiency. 1 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к системам автоматического управления летательными аппаратами (самолет, вертолет, космический корабль) и, в частности к системам автоматического управления посадкой самолетов. The present invention relates to automatic control systems for aircraft (aircraft, helicopter, spacecraft) and, in particular, to automatic control systems for landing aircraft.

В настоящее время известны различные системы автоматического управления посадкой самолета, обладающие высокой точностью и обеспечивающие повышенную безопасность приземления (см. Агаджанов П.А. и др. Автоматизация самолетовождения и управления воздушным транспортом. М. Транспорт, 1980, с. 87,95,102,103, рис.4,20; Маценко С.П. Системы и средства управления посадкой самолетов, ЦНИИ патентной информации и технико-экономических исследований, М. 1968, с. 17, рис.7; патент США N 3031662, кл. 343-108, 1962). At present, various systems of automatic landing landing control are known that are highly accurate and provide enhanced landing safety (see Agadzhanov P.A. et al. Automation of aircraft navigation and air transport control. M. Transport, 1980, p. 87,95,102,103, fig. .4.20; Matsenko S.P. Landing control systems and tools, Central Research Institute of Patent Information and feasibility studies, M. 1968, p. 17, Fig. 7; US patent N 3031662, CL 343-108, 1962 )

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению системы автоматической посадки самолета является система автоматической посадки Сюд-Лир L-102, используемая на самолете "Каравелла". Структурная схема этой системы представлена в криге "Состояние и направление развития систем обеспечения автоматической посадки самолетов", М. НИИ гражданской авиации, 1972, с. 56, рис. 18. Closest to the proposed technical solution of the automatic landing system of the aircraft is the automatic landing system Sud-Lear L-102, used on the aircraft "Caravel". The structural diagram of this system is presented in the krieg "Status and direction of development of systems for providing automatic landing of aircraft", M. Research Institute of Civil Aviation, 1972, p. 56, fig. eighteen.

Известная система автоматической посадки самолета "Каравелла" содержит курсовую систему, гироскопический датчик углов крена и тангажа, датчики угловой скорости по тангажу и крену, курсовой и глиссадный радиоприемники, радиовысотомер, баровысотомер, вычислители курса, крена и канала продольного движения, датчик воздушной скорости, задатчик скорости, вычислитель автомата тяги, сервопривод автомата тяги и автопилот, содержащий сервоприводы с рулевыми приводами в каналах курса, крена и тангажа. The well-known system of automatic landing of the Caravel aircraft contains a heading system, a gyroscopic sensor of roll and pitch angles, pitch and roll angular velocity sensors, heading and glide path radios, radio altimeter, bar altimeter, course calculators, roll and longitudinal motion channel, air speed sensor, adjuster speeds, a traction machine calculator, a traction machine servo drive and an autopilot containing servos with steering gears in the heading, roll and pitch channels.

Такой модуль решает задачу автоматической посадки самолета на основании информации, вырабатываемой автономными самолетными измерителями координат (высоты, углов и угловых скоростей), а также курсовым и глиссадным радиоприемниками. При этом для обеспечения безопасности полуавтоматического и автоматического приземления самолета в связи с ограничениями, накладываемыми величиной погрешностей измерения обобщенных координат самолета, а также динамическими характеристиками самолета и системы его управления, указанное приземление возможно только при выполнении достаточно высоких требований по видимости и по допустимому уровню внешних возмущений, действующих на самолет. Such a module solves the problem of automatic landing of an airplane on the basis of information generated by autonomous airplane coordinate meters (altitude, angles and angular velocities), as well as course and glide path radios. At the same time, to ensure the safety of the semi-automatic and automatic landing of the aircraft due to the restrictions imposed by the magnitude of the measurement errors of the generalized coordinates of the aircraft, as well as the dynamic characteristics of the aircraft and its control system, the specified landing is possible only if the requirements are quite high in terms of visibility and permissible level of external disturbances acting on an airplane.

При невыполнении этих требований исключается возможность посадки самолета на заданный аэродром, что является существенным недостатком системы-прототипа. If these requirements are not met, the possibility of landing the aircraft at a given aerodrome is excluded, which is a significant drawback of the prototype system.

Изобретение направлено на значительное повышение точности выработки навигационных параметров самолета (линейных и угловых координат, их первых и вторых производных) и улучшение динамических характеристик его системы управления, что позволяет значительно снизить требования к уровню видимости и величине внешних возмущений, действующих на самолет при его посадке на аэродром. The invention is aimed at significantly improving the accuracy of generating navigation parameters of the aircraft (linear and angular coordinates, their first and second derivatives) and improving the dynamic characteristics of its control system, which can significantly reduce the requirements for the level of visibility and the magnitude of the external disturbances acting on the aircraft when it lands on aerodrome.

Сущность нового технического решения системы автоматической посадки состоит в том, что система, содержащая радиовысотомер, курсовой и глиссадный радиоприемники, сервоприводы с рулевыми приводами в каналах курса, крена и тангажа, а также последовательно соединенные задатчик скорости и вычислитель автомата тяги, выход которого соединен с сервоприводом автомата тяги, согласно изобретению исключает инерционную навигационную систему, приемник спутниковой навигационной системы, блок комлексирования, приемник аэродромной информации, блок определения режима посадки, блок выработки относительных координат, блоки косвенного измерения возмущений бокового движения, крена и продольного движения, задатчики коэффициентов бокового движения, крена и продольного движения, блоки адаптации бокового движения, крена и продольного движения, формирователи адаптивной программы бокового движения, крена и продольного движения, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой сумматоры, последовательно соединенные блок управления боковым перемещением и блок управления курсом, блок управления креном, программный блок продольного движения, последовательно соединенные блок управления высотой и блок управления тангажом, при этом первый и второй входы блока комплексирования соединены соответственно с выходами приемника спутниковой навигационной системы и инерциальной навигационной системы, первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы приемника спутниковой навигационной системы соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами блока комплексирования, первый, второй, третий и четвертый входы блока выработки относительно координат соединены соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым выходами блока комплексирования, пятый вход блока выработки относительных координат соединен с выходом приемника аэродромной информации, выход блока выработки относительных координат соединен с первым входом блока определения режима посадки, второй, третий и четвертый входы которого соединены соответственно с выходами курсового и глиссадного радиоприемников и радиовысотомера, третий выход блока комплексирования соединен с первыми входами задатчиков коэффициентов бокового движения, крена и продольного движения, пятый выход блока комплексирования соединен с первым входом пятого сумматора, его шестой выход с первым входом блока косвенного измерения возмущения крена, с третьим входом блока адаптации крена и с четвертым входом блока управления креном, его седьмой выход со вторыми входами задатчиков коэффициентов бокового движения, крена и продольного движения и со вторым входом вычислителя автомата тяги, первый выход блока определения режима посадки соединен с пятым входом блока управления курсом, с седьмым входом блока адаптации бокового движения и с первыми входами первого сумматора и блока косвенного измерения возмущений бокового движения, второй вход которого соединен с первым входом блока управления боковым перемещением, со вторым выходом блока определения режима посадки и шестым входом блока адаптации бокового движения, третий выход блока определения режима посадки соединен со вторыми входами программного блока продольного движения и формирователя адаптивной программы по крену, с третьими входами формирователей адаптивной программы бокового движения и продольного движения, с четвертым входом вычислителя автомата тяги, с шестым входом блока управления курсом и с пятыми входами блока управления креном и блока управления тангажом, четвертый выход блока определения режима посадки соединен с первым входом блока управления креном, пятый выход блока определения режима посадки соединен с первым входом программного блока продольного движения, шестой выход блока определения режима посадки соединен с первым входом четвертого сумматора, седьмой выход блока определения режима посадки соединен с восьмым входом блока управления тангажом, первый выход блока косвенного измерения возмущений бокового движения соединен с первым входом формирователя адаптивной программы бокового движения, с третьими входами блока адаптации бокового движения и блока управления боковым перемещением, а второй его выход соединен со вторым входом формирователя адаптивной программы бокового движения, с четвертым входом блока адаптации бокового движения и с третьим входом блока управления курсом, третий и четвертый входы блока косвенного измерения возмущений бокового движения соединены соответственно с первым и вторым выходами блока адаптации бокового движения, а пятый его вход соединен с выходом сервопривода курса, первый и второй выходы задатчика коэффициентов бокового движения соединены соответственно с первым и вторым входами блока адаптации бокового движения, первый и второй выходы которого соединены соответственно со вторым входом блока управления боковым перемещением и четвыертым входом блока управления курсом, выход блока управления боковым перемещением соединен также со вторым входом первого сумматора, второй вход блока управления курсом соединен с выходом первого сумматора и с пятым входом блока адаптации бокового движения, а его выход соединен с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом формирователя адаптивной программы бокового движения, а его выход соединен со входом сервопривода курса, выход задатчика коэффициентов крена соединен с первым входом блока адаптации крена, выход которого соединен со вторыми входами блока управления креном и блока косвенного измерения возмущения крена, третий вход которого соединен с выходом сервопривода крена, а выход соединен с первым входом формирователя адаптивной программы крена, со вторым входом блока адаптации крена и с третьим входом блока управления креном, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, второй вход которого соединен с выходом формирователя адаптивной прогаммы крена, а выход которого соединен со входом сервопривода крена, первый и второй выходы программного блока продольного движения соединены соответственно со вторыми входами четвертого и пятого сумматоров, выход четвертого сумматора соединен с первыми входами блока косвенного измерения возмущений продольного движения и блока управления высотой, шестым входом блока адаптации продольного движения, третьим входом вычислителя автомата тяги и седьмым входом блока управления тангажом, выход пятого сумматора соединен с шестым входом блока управления тангажом, с первым входом шестого сумматора, вторым входом блока косвенного измерения возмущений продольного движения и седьмым входом блока адаптации продольного движения, выход сервопривода тангажа соединен с пятым входом блока косвенного измерения возмущений продольного движения, третий и четвертый входы которого соединены соотетственно со вторыми входами блока управления высотой и блока управления тангажом, а также соединены соответственно с первым и вторым выходами блока адаптации продольного движения, а его первый и второй выходы соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя адаптивной программы продольного движения, а также с первым и вторым входами блока адаптации продольного движения, а также соединены соответственно с третьими входами блока управления высотой и блока управления тангажом, третий вход блока адаптации продольного движения соединен с выходом шестого сумматора, с четвертым входом блока управления тангажом, выход которого соединен с первым входом седьмого сумматора, второй вход которого соединен с выходом формирователя адаптивной программы продольного движения, выход седьмого сумматора соединен со входом сервопривода тангажа, второй вход шестого сумматора соединен с выходом блока управления высотой и с первым входом блока управления тангажом, а первый и второй выходы задатчика коэффициентов продольного движения соединены соответственно с четвертым и пятым входами блока адаптации продольного движения. The essence of the new technical solution of the automatic landing system is that a system containing a radio altimeter, heading and glide path radios, servo drives with steering gears in the channels of heading, roll and pitch, as well as serially connected speed adjuster and calculator of traction machine, the output of which is connected to the servo drive traction machine, according to the invention eliminates the inertial navigation system, the receiver of the satellite navigation system, the unit block, the receiver of the aerodrome information, unit determining the landing mode, the unit for generating relative coordinates, the blocks for indirect measurement of perturbations of lateral movement, roll and longitudinal movement, the adjusters for the coefficients of lateral movement, roll and longitudinal movement, the adaptation units for lateral movement, roll and longitudinal movement, the shapers of the adaptive program for lateral movement, roll and longitudinal movement, the first, second, third, fourth, fifth, sixth and seventh adders connected in series to the lateral movement control unit and the heading control unit, the roll control lock, the longitudinal motion program unit, the height control unit and the pitch control unit connected in series, while the first and second inputs of the complexing unit are connected respectively to the outputs of the satellite navigation system and inertial navigation system, the first, second, third, fourth, fifth and the sixth inputs of the satellite navigation system receiver are connected respectively to the first, second, third, fourth, fifth and sixth outputs of the aggregation unit, first, sec the third, fourth and fourth inputs of the generating unit relative to the coordinates are connected respectively to the first, second, third and fourth outputs of the complexing unit, the fifth input of the generating unit of relative coordinates is connected to the output of the aerodrome information receiver, the output of the relative coordinate generating unit is connected to the first input of the landing mode determination unit , the second, third and fourth inputs of which are connected respectively to the outputs of the directional and glide path radios and radio altimeters, the third output of the complex it is connected to the first inputs of the adjusters of the coefficients of lateral movement, roll and longitudinal movement, the fifth output of the aggregation unit is connected to the first input of the fifth adder, its sixth output is from the first input of the indirect roll disturbance measurement unit, with the third input of the roll adaptation unit and with the fourth input of the control unit roll, its seventh output with the second inputs of the adjusters of the coefficients of lateral movement, roll and longitudinal movement and with the second input of the calculator of the traction machine, the first output of the block determining p the landing gear is connected to the fifth input of the heading control unit, to the seventh input of the lateral movement adaptation unit and to the first inputs of the first adder and the indirect measurement of lateral motion disturbances, the second input of which is connected to the first input of the side movement control unit, with the second output of the landing mode determination unit and the sixth input of the lateral movement adaptation unit, the third output of the landing mode determination unit is connected to the second inputs of the longitudinal longitudinal program unit and the driver th roll program, with the third inputs of the adaptive lateral and longitudinal motion program formers, with the fourth input of the traction machine calculator, with the sixth input of the heading control unit and with the fifth inputs of the roll control unit and pitch control unit, the fourth output of the landing mode determination unit is connected to the first input of the roll control unit, the fifth output of the landing mode determination unit is connected to the first input of the longitudinal motion program unit, the sixth output of the landing mode determination unit is connected to the first input of the fourth adder, the seventh output of the landing mode determination unit is connected to the eighth input of the pitch control unit, the first output of the indirect motion perturbation measurement unit is connected to the first input of the adaptive lateral movement driver, with the third inputs of the lateral movement adaptation unit and the side control unit moving, and its second output is connected to the second input of the shaper of the adaptive lateral movement program, with the fourth input of the lateral movement adaptation unit and with the third input of the heading control unit, the third and fourth inputs of the indirect measurement unit of lateral motion disturbances are connected respectively to the first and second outputs of the lateral movement adaptation unit, and its fifth input is connected to the heading servo output, the first and second outputs of the lateral motion coefficient adjuster are connected to the first and second inputs of the lateral movement adaptation unit, the first and second outputs of which are connected respectively to the second input of the lateral movement control unit and the four the first input of the course control unit, the output of the lateral movement control unit is also connected to the second input of the first adder, the second input of the course control unit is connected to the output of the first adder and the fifth input of the lateral movement adaptation unit, and its output is connected to the first input of the second adder, the second input which is connected to the output of the shaper of the adaptive lateral movement program, and its output is connected to the input of the servo head, the output of the roll factor setter is connected to the first input of the roll adaptation unit a, the output of which is connected to the second inputs of the roll control unit and the indirect roll disturbance measurement unit, the third input of which is connected to the roll servo output, and the output is connected to the first input of the adaptive roll program former, with the second input of the roll adaptation unit and with the third input of the control unit roll, the output of which is connected to the first input of the third adder, the second input of which is connected to the output of the adaptive roll program driver, and whose output is connected to the input of the roll servo, the first and the outputs of the program unit for longitudinal motion are connected respectively to the second inputs of the fourth and fifth adders, the output of the fourth adder is connected to the first inputs of the indirect motion perturbation unit and the height control unit, the sixth input of the longitudinal adaptation unit, the third input of the traction machine calculator and the seventh input of the unit pitch control, the output of the fifth adder is connected to the sixth input of the pitch control unit, with the first input of the sixth adder, the second input unit the indirect measurement of longitudinal motion disturbances and the seventh input of the longitudinal movement adaptation unit, the pitch servo output is connected to the fifth input of the longitudinal longitudinal motion disturbance unit, the third and fourth inputs of which are connected respectively to the second inputs of the height control unit and the pitch control unit, and are also connected respectively to the first and second outputs of the longitudinal movement adaptation unit, and its first and second outputs are connected respectively to the first and second inputs of the of the adaptive program of longitudinal movement, as well as with the first and second inputs of the longitudinal adaptation unit, and are also connected respectively to the third inputs of the height control unit and the pitch control unit, the third input of the longitudinal adaptation unit is connected to the output of the sixth adder, with the fourth input of the control unit pitch, the output of which is connected to the first input of the seventh adder, the second input of which is connected to the output of the shaper of the adaptive program of longitudinal movement, the output of the seventh sum torus connected to the input of pitch servo, a second input of the sixth adder connected to the output height control unit and to the first input of the control unit pitch, and the first and second outputs of the set point longitudinal motion coefficients are respectively connected to the fourth and fifth inputs adaptation block for longitudinal motion.

В предлагаемой системе автоматической посадки самолетов реализуется высокоточная выработка линейных и угловых координат движения самолета и их первых и вторых производных путем комплексирования информации, выраюбатываемой приемником спутниковой навигационной системы и инерциальной навигационной системой, что позволяет совместно с информацией о текущем положении органов управления самолетом осуществить косвенное измерение возмущений, действующих на самолет, а также определение аэродинамических параметров самолета в конкретных условиях полета, что в совокупности, в свою очередь, позволяет снизить требования к погодным условиям в месте приземления, обеспечить высокоточное снижение и приземление самолета по заданной программе. The proposed automatic airplane landing system implements high-precision generation of linear and angular coordinates of the aircraft and their first and second derivatives by combining information generated by the satellite navigation system receiver and inertial navigation system, which allows for indirect measurement of disturbances together with information on the current position of aircraft control acting on the aircraft, as well as determining the aerodynamic parameters of the aircraft in specific flight conditions, the set, all of which, in turn, reduces the requirements for the weather conditions at the landing site, to provide high-precision descent and landing of the aircraft for a given program.

На чертеже обозначены блоки:
Пр ПСН приемник спутниковой навигационной системы
ИНС инерциальная навигационная система
РВ радиовысотомер
КРП курсовой радиоприемник
ГРП глиссадный радиоприемник
ПАИ приемник аэродромной информации
БК блок комплексирования
БОР блок определения режима посадки
БОК блок выработки относительных координат
БВБ блок косвенного измерения возмущений бокового движения
ЗКБ задатчик коэффициентов бокового движения
БАБ блок адаптации бокового движения
1С первый сумматор
БУК блок управления курсом
ФАПБ формирователь адаптивной программы бокового движения
2С второй сумматор
СПК сервопривод курса
РПК рулевой привод курса
БУП блок управления боковым перемещением
БВКр блок косвенного измерения возмущения крена
БУКр блок управления креном
3С третий сумматор
ФАПКр формирователь адаптивной программы крена
СПКр сервопривод крена
РП Кр рулевой привод крена
4С четвертый сумматор
5С пятый сумматор
ПБП программный блок продольного движения
БВП блок косвенного измеренрия возмущений продольного движения
БАП блок адаптации продольного движения
БУВ блок управления высотой
БУТ блок управления тангажом
ЗКП задатчик коэффициентов продольного движения
6С шестой сумматор
7С седьмой сумматор
ФАПП формирователь адаптивной программы продольного движения
СПТ сервопривод тангажа
РПТ рулевой привод тангажа
ВАТ вычислитель автомата тяги
3С задатчик скорости
СПАТ сервопривод автомата тяги
Система автоматической посадки самолетов содержит приемник 1 спутниковой навигационной системы (см. Бортовые устройства спутниковой радионавигации под редакцией Шебшаевича В.С. М. Транспорт, 1988), состоящий из последовательно соединенных антенны, усилителя высокой частоты, первого смесителя, усилителя промежуточной частоты, второго смесителя, а также из m параллельных цепей, каждая из которых состоит из блока выделения доплеровской частоты, коррелятора и аналого-цифрового преобразователя (АЦП), входы блоков выделения допплеровской частоты объединены и соединены с выходом второго смесителя, выходы АЦП соединены со входами управляющего процессора (УП), управляющие входы корреляторов соединены с выходами генератора кода, управляющие входы смесителей соединены с выходами генератора опорной частоты, приемник имеет шесть входов, соединенных со входами УП и один выход, соединенный с выходом УП; инерциальная навигационная система 2 реализуется, в частности, в бесплатформенном варианте и содержит три акселерометра, три лазерных гироскопа и вычислитель навигационной системы (см. например, Кузовков Н.Т. Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация. М. Машиностроение, 1982, с. 62) имеет один выход; радиовысотомер 3 (см. Глухов В.В. и др. Авиационное радиоэлектронное оборудование самолетов. М. Транспорт, 1983, с. 138) имеет один выход; курсовой радиоприемник 4 (см. Глухов В.В. и др. Авиационное радиоэлектронное оборудование самолетов. М. Транспорт, 1983, с. 129) имеет один выход; глиссадный радиоприемник 5 (см. Глухов В.В. и др. Авиационное радиоэлектронное оборудование самолетов. М. Транспорт, 1983, с. 129) имеет один выход; приемник 6 аэродромной информации (см. Трояновский А. Д. и др. Бортовое оборудование радиосистем ближней навигации. М. Транспорт, 1990, с. 148), имеет один выход; блок 7 комплексирования представляет набор вычитателей, сумматоров, интеграторов, блоков извлечения корня квадратного и умножителей, выполняющих операции по определенным алгоритмам, имеет два входа и семь выходов; блок 8 выработки относительных координат представляет из себя набор тригонометрических преобразователей, сумматоров, блоков извлечения корня квадратного и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет пять входов и один выход; блок 9 определения режима посадки представляет из себя набор пороговых блоков, управляемых ключей, схем ИЛИ, имеет четыре входа и семь выходов; блок 10 косвенного измерения возмущений бокового движения, представляет набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет пять входов и два выхода; задатчик 11 коэффициентов бокового движения представляет постоянное запоминающее устройство и набор пороговых блоков, коммутирующих выходы этого устройства, и имеет два выхода; блок 12 адаптации бокового движения представляет из себя набор сумматоров, интеграторов, умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет семь входов и два выхода; первый сумматор 13 имеет два входа и один выход; блок 14 управления боковым перемещением представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет три входа и один выход; блок 15 косвенного измерения возмущения крена представляет набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет три входа и один выход; задатчик 16 коэффициентов крена представляет постоянное запоминающее устройство и набор пороговых блоков, коммутирующих выходы этого устройства, имеет два входа и один выход; блок 17 адаптации крена представляет из себя набор сумматоров, интеграторов, умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет три входа и один выход; четвертый сумматор 18 имеет два входа и один выход; пятый сумматор 19 имеет два входа и один выход; программный блок 20 продольного движения представляет из себя постоянное запоминающее устройство, набор пороговых блоков, блок масштабирования и апериодическое звено, выходы которых коммутируются по команде, имеет два входа и два выхода; блок 21 косвенного измерения возмущений продольного движения представляет набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет пять входов и два выхода; блок 22 управления высотой представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет три входа и один выход; блок 23 адаптации продольного движения представляет из себя набор сумматоров, интеграторов и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет семь входов и два выхода; шестой сумматор 24 имеет два входа и один выход; задатчик 25 скорости представляет из себя постоянное запоминающее устройство, имеет один выход; формирователь 26 адаптивной программы бокового движения, представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет три входа и один выход; блок 27 управления курсом представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет шесть входов и один выход; формирователь 28 адаптивной программы по крену представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет два входа и один выход; блок 29 управления креном представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет пять входов и один выход; задатчик 30 коэффициентов продольного движения представляет из себя набор пороговых блоков и постоянное запоминающее устройство, выходы которого коммутируются по командам, имеет два входа и два выхода; блок 31 управления тангажом представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, итмеет восемь входов и один выход; вычислитель 32 автомата тяги представляет из себя набор блоков масштабирования, вычитателей, пороговых элементов, логических элементов и управляемый переключатель, имеет четыре входа и один выход; второй сумматор 33 имеет два входа и один выход; третий сумматор 34 имеет два входа и один выход; формирователь 35 адаптивной программы продольного движения представляет из себя набор сумматоров и умножителей, работающих по определенному алгоритму, имеет три входа и один выход; седьмой сумматор 36 имеет два входа и один выход; сервопривод 37 автомата тяги имеет один вход; сервопривод 38 курса имеет один вход и два выхода, один из которых механическая связь с рулевым приводом 41 курса; сервопривод 39 крена имеет один вход и два выхода, один из которых механическая связь с рулевым приводом 40 крена; сервопривод 40 тангажа имеет один вход и два выхода, один из которых механическая связь с рулевым приводом 43 тангажа.The drawing shows the blocks:
Pr PSN receiver satellite navigation system
ANN inertial navigation system
RV radio altimeter
KRP course radio
Hydraulic fracturing glide path radio receiver
PAI aerodrome information receiver
BC aggregation unit
BOR landing mode determination unit
BOC unit for the development of relative coordinates
BVB block indirect measurement of lateral motion disturbances
ZKB adjuster of coefficients of lateral movement
BAB lateral movement adaptation unit
1C first adder
BUK course control unit
FAPB shaper adaptive lateral movement program
2C second adder
SPK course servo
RPK steering gear course
BUP lateral movement control unit
BVKr block indirect measurement of disturbance roll
BUKr roll control unit
3C third adder
FAPKr shaper adaptive roll program
SPKr servo roll
RP Kr steering roll
4C fourth adder
5C fifth adder
FSN program block longitudinal movement
BVP block indirect measurement of disturbances of longitudinal motion
BAP longitudinal movement adaptation unit
BUV height control unit
BUT pitch control unit
ZKP adjuster of longitudinal motion coefficients
6C sixth adder
7C seventh adder
FAPP shaper adaptive program of longitudinal movement
SPT pitch servo
RPT pitch steering gear
BAT traction computer calculator
3C speed controller
SPAT traction control servo
The automatic aircraft landing system contains a receiver 1 of a satellite navigation system (see. On-board satellite radio navigation devices edited by V. Shebshaevich M. Transport, 1988), consisting of a series-connected antenna, high-frequency amplifier, first mixer, intermediate-frequency amplifier, second mixer , as well as m parallel circuits, each of which consists of a Doppler frequency allocation unit, a correlator and an analog-to-digital converter (ADC), the inputs of the Doppler isolation blocks are often you are combined and connected to the output of the second mixer, the ADC outputs are connected to the inputs of the control processor (UE), the control inputs of the correlators are connected to the outputs of the code generator, the control inputs of the mixers are connected to the outputs of the reference frequency generator, the receiver has six inputs connected to the inputs of the UE and one an output connected to the output of the UP; inertial navigation system 2 is implemented, in particular, in the strap-on version and contains three accelerometers, three laser gyroscopes and a navigation system calculator (see, for example, Kuzovkov N.T. Salychev O.S. Inertial navigation and optimal filtering. M. Mashinostroenie, 1982 , p. 62) has one output; a radio altimeter 3 (see Glukhov VV et al. Aviation radio-electronic equipment of airplanes. M. Transport, 1983, p. 138) has one output; heading radio 4 (see. V. Glukhov and others. Aviation radio-electronic equipment of aircraft. M. Transport, 1983, S. 129) has one output; glide path radio 5 (see Glukhov VV et al. Aviation radio-electronic equipment of aircraft. M. Transport, 1983, p. 129) has one output; airfield information receiver 6 (see Troyanovsky A. D. et al. On-board equipment of short-range navigation systems. M. Transport, 1990, p. 148), has one output; integration unit 7 represents a set of subtractors, adders, integrators, square root extractors, and multipliers that perform operations according to certain algorithms, has two inputs and seven outputs; unit 8 for generating relative coordinates is a set of trigonometric converters, adders, square root blocks and multipliers working according to a certain algorithm, has five inputs and one output; block 9 determining the landing mode is a set of threshold blocks, managed keys, OR circuits, has four inputs and seven outputs; unit 10 of indirect measurement of lateral motion disturbances, represents a set of adders and multipliers working according to a certain algorithm, has five inputs and two outputs; the lateral motion coefficient adjuster 11 represents a read-only memory and a set of threshold blocks switching the outputs of this device, and has two outputs; block 12 adaptation of lateral movement is a set of adders, integrators, multipliers, working according to a certain algorithm, has seven inputs and two outputs; the first adder 13 has two inputs and one output; the lateral movement control unit 14 is a set of adders and multipliers operating according to a certain algorithm, has three inputs and one output; block 15 indirect measurement of the disturbance of the roll is a set of adders and multipliers that work according to a certain algorithm, has three inputs and one output; the slider 16 roll coefficients is a read-only memory and a set of threshold blocks switching the outputs of this device has two inputs and one output; block roll adaptation 17 is a set of adders, integrators, multipliers, working according to a certain algorithm, has three inputs and one output; the fourth adder 18 has two inputs and one output; the fifth adder 19 has two inputs and one output; the program block 20 of the longitudinal movement is a permanent storage device, a set of threshold blocks, a scaling unit and an aperiodic link, the outputs of which are switched by command, has two inputs and two outputs; unit 21 of indirect measurement of perturbations of longitudinal motion represents a set of adders and multipliers operating according to a certain algorithm, has five inputs and two outputs; the height control unit 22 is a set of adders and multipliers working according to a certain algorithm, has three inputs and one output; block 23 adaptation of the longitudinal movement is a set of adders, integrators and multipliers working according to a certain algorithm, has seven inputs and two outputs; the sixth adder 24 has two inputs and one output; speed controller 25 is a permanent storage device, has one output; the shaper 26 of the adaptive lateral movement program, is a set of adders and multipliers working according to a certain algorithm, has three inputs and one output; the course control unit 27 is a set of adders and multipliers working according to a certain algorithm, has six inputs and one output; shaper 28 of the adaptive roll program is a set of adders and multipliers working according to a certain algorithm, has two inputs and one output; the roll control unit 29 is a set of adders and multipliers operating according to a certain algorithm, has five inputs and one output; the unit 30 of the coefficients of longitudinal motion is a set of threshold blocks and a permanent storage device, the outputs of which are switched by commands, has two inputs and two outputs; pitch control unit 31 is a set of adders and multipliers working according to a certain algorithm, it has eight inputs and one output; the traction machine calculator 32 is a set of scaling units, subtracters, threshold elements, logic elements and a controllable switch, has four inputs and one output; the second adder 33 has two inputs and one output; the third adder 34 has two inputs and one output; the shaper 35 of the adaptive program of longitudinal movement is a set of adders and multipliers working according to a certain algorithm, has three inputs and one output; the seventh adder 36 has two inputs and one output; the servo 37 of the traction machine has one input; the 38-course servo has one input and two outputs, one of which is mechanically connected to the 41-course steering gear; the roll servo 39 has one input and two outputs, one of which is mechanically coupled to the roll steering 40; the pitch servo 40 has one input and two outputs, one of which is mechanically coupled to the pitch steering gear 43.

Указанные блоки связаны между собой следующим образом:
Первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы приемника 1 спутниковой навигационной системы соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами блока 7 комплексирования. Первый и второй входы блока 7 соединены соответственно с выходами Пр СНС 1 и инерциальной навигационной системы 2. Первый, второй, третий и четвертый выходы БК7 соединены также с первым, вторым, третьим и четвертым входами блока 8 выработки относительных координат. Третий выход БК7 соединен также с первыми входами ЗКБ11, ЗККр16 и ЗКП 30. Пятый выход БК7 соединен также с первым входом пятого сумматора 19. Шестой выход БК 7 соединен также с перым входом БВ Кр 15, с третьим входом БАКр17 и с четвертым входом БУКр29. Седьмой выход БК7 соединен со вторыми входами ЗКБ11, ЗККр16, ЗКП30 и ВАТ32. Выход РВ3 соединен с четвертым входом БОР9. Выход ПАИ 6 соединен с пятым входом БОК 8. Выход БОК 8 соединен с первым входом БОР 9. Второй и третий входы БОР 9 соединены соответственно с выходами КРП 4 и ГРП 5. Первый выход БОР 9 соединен с первыми входами БВБ 10 и первого сумматора 13, седьмым входом БАБ 12 и пятым входом БУК 27. Второй выход БОР 9 соединен со вторым входом БВБ 10, шестым входом БАБ 12 и первым входом БУП 14. Третий выход БОР 9 соединен с третьими входами ФАПБ 26 и ФАПП 35, вторым входом ФАППКр 28, четвертым входом ВАТ 32, шестым входом БУК 27, пятыми входами БУКр 29 и БУТ 31 и вторым входом ПБП 20. Четвертый выход БОР 9 соединен с первым входом БУКр 29. Пятый выход БОР 9 соединен с первым входом ПБП 20. Шестой выход БОР 9 соединен с первым входом четвертого сумматора 18. Седьмой выход БОР 9 соединен с восьмым входом БУТ 31. Третий вход БВБ 10 соединен с первым выходом БАБ 12 и со вторым входом БУП 14. Четвертый вход БВБ 10 соединен со вторым выходом БАБ 12 и с четвертым входом БУК 27. Пятый вход БВБ 10 соединен с выходом СПК 38. Первый выход БВБ 10 соединен с третьим входом БАБ 12, с первым входом ФАПБ 26 и с третьим входом БУП 14. Второй выход БАБ 10 соединен с четвертым входом БАБ 12, со вторым входом ФАПБ 26 и с третьим входом БУК 27. Первый и второй выходы ЗКБ 11 соединены соответственно с первым и вторым входами БАБ 12. Пятый вход БАБ 12 соединен с выходом первого сумматора 13 и со вторым входом БУК 27. Второй вход первого сумматора 13 соединен с выходом БУП 14 и с первым входом БУК 27. Выход БУК 27 соединен с первым входом второго сумматора 33, второй вход которого соединен с выходом ФАПБ 26. Выход второго сумматора 33 соединен со входом СПК 38. Второй вход БВКр 15 соединен с выходом БАКр 17 и со вторым входом БУКр 29. Третий вход БВКр 15 соединен с выходом СПКр 39. Выход БВКр 15 соединен с третьим входом БУКр 29, со вторым входом БАКр 17 и с первым входом ФАПКр 28. Выход ЗККр 16 соединен с первым входом БАКр 17. Выход БУКр 29 соединен с первым входом третьего сумматора 34, второй вход которого соединен с выходом ФАПКр 28. Выход третьего сумматора 34 соединен со входом сервопривода 39. Вторые входы четвертого сумматора 18 и пятого сумматора 19 соединены соответственно с первым и вторым выходами ПБП 20. Выход четвертого сумматора 18 соединен с первыми входами БВП 21 и БУВ 22, с седьмым входом БУТ 31, с третьим входом ВАТ 32 и шестым входом БАП 23. Выход пятого сумматора 19 соединен с первым входом шестого сумматора 24, со вторым входом БВП 21, седьмым входом БАП 23 и шестым входом БУТ 31. Третий вход БВП 21 соединен с первым выходом БАП 23 и вторым входом БУВ 22. Четвертый вход БВП 21 соединен со вторым выходом БАП 23 и вторым входом БУТ 31. Пятый вход БВП 21 соединен с выходом СПТ 40. Первый выход БВП 21 соединен с третьим входом БУВ 22, первым входом БАП 23 и первым входом ФАПП 35. Второй выход БВП 21 соединен со вторым входом БАП 23, вторым входом ФАПП 35 и третьим входом БУТ 31. Третий вход блока адаптации 23 соединен с выходом шестого сумматора 24 и четвертым входом БУТ 31. Четвертый и пятый входы БАП 23 соединены соответственно с первым и вторым выходами ЗКП 30. Выход БУВ 22 соединен со вторым входом шестого сумматора 24 и первым входом БУТ 31. Выход БУТ 31 соединен с первым входом седьмого сумматора 36, второй вход которого соединен с выходом ФАПП 35. Выход седьмого сумматора 36 соединен со входом сервопривода 40. Выход задатчика 25 скорости соединен с первым входом ВАТ 32, выход которого соединен с первым входом ВАТ 32, выход которого соединен со входом СПАТ 37. Сервоприводы 38, 39 и 40 механически связаны с соответствующими рулевыми приводами 41, 42 и 43.These blocks are interconnected as follows:
The first, second, third, fourth, fifth and sixth inputs of the receiver 1 of the satellite navigation system are connected respectively to the first, second, third, fourth, fifth and sixth outputs of the block 7 of the complexation. The first and second inputs of block 7 are connected respectively to the outputs Pr SNA 1 and inertial navigation system 2. The first, second, third and fourth outputs BK7 are also connected to the first, second, third and fourth inputs of block 8 generating relative coordinates. The third output of BK7 is also connected to the first inputs of ZKB11, ZKKr16 and ZKP 30. The fifth output of BK7 is also connected to the first input of the fifth adder 19. The sixth output of BK 7 is also connected to the first input of BV Kr 15, with the third input of BAKr17 and with the fourth input of BUKr29. The seventh output of BK7 is connected to the second inputs of ZKB11, ZKKr16, ZKP30 and BAT32. Output PB3 is connected to the fourth input of BOR9. The PAI 6 output is connected to the fifth input of the BOK 8. The output of the PAI 8 is connected to the first input of the BOR 9. The second and third inputs of the BOR 9 are connected respectively to the outputs of the control switch 4 and hydraulic fracturing 5. The first output of the BOR 9 is connected to the first inputs of the BVB 10 and the first adder 13 , the seventh input of the BAB 12 and the fifth input of the BUK 27. The second output of the BOR 9 is connected to the second input of the BVB 10, the sixth input of the BAB 12 and the first input of the BUP 14. The third output of the BOR 9 is connected to the third inputs of the FAPB 26 and FAPP 35, the second input of the FAPCr 28 , the fourth input of BAT 32, the sixth input of BUK 27, the fifth inputs of BUKr 29 and BUT 31 and the second input of the safety control unit 20. Che the fourth output of the BOR 9 is connected to the first input of the BUKr 29. The fifth output of the BOR 9 is connected to the first input of the BSP 20. The sixth output of the BOR 9 is connected to the first input of the fourth adder 18. The seventh output of the BOR 9 is connected to the eighth input of BUT 31. The third input of the BVB 10 is connected with the first output of the BAB 12 and the second input of the BUP 14. The fourth input of the BVB 10 is connected to the second output of the BAB 12 and the fourth input of the BUK 27. The fifth input of the BVB 10 is connected to the output of the SPK 38. The first output of the BVB 10 is connected to the third input of the BAB 12, with the first input of the FAPB 26 and with the third input of the BUP 14. The second output of the BAB 10 is connected to the four the first input of the BAB 12, with the second input of the FAPB 26 and with the third input of the BUK 27. The first and second outputs of the ZKB 11 are connected respectively to the first and second inputs of the BAB 12. The fifth input of the BAB 12 is connected to the output of the first adder 13 and to the second input of the BUK 27. The second input of the first adder 13 is connected to the output of the BUP 14 and to the first input of the BUK 27. The output of the BUK 27 is connected to the first input of the second adder 33, the second input of which is connected to the output of the FAPB 26. The output of the second adder 33 is connected to the input of the SPK 38. The second input of the BKKr 15 is connected to the output of the BAKr 17 and to the second input of the BAKr 29. The third the input of BKKr 15 is connected to the output of SPKr 39. The output of BKKr 15 is connected to the third input of BAKr 29, to the second input of BAKr 17 and to the first input of FAPKr 28. The output of ZKKr 16 is connected to the first input of BAKr 17. The output of BKKr 29 is connected to the first input of the third adder 34, the second input of which is connected to the output of FAPKr 28. The output of the third adder 34 is connected to the input of the servo drive 39. The second inputs of the fourth adder 18 and the fifth adder 19 are connected respectively to the first and second outputs of the UPS 20. The output of the fourth adder 18 is connected to the first inputs of the BVP 21 and BUV 22, with the seventh in od BUT 31, with the third input of BAT 32 and the sixth input of the BAP 23. The output of the fifth adder 19 is connected to the first input of the sixth adder 24, with the second input of the BVP 21, the seventh input of the BAP 23 and the sixth input of BUT 31. The third input of the BVP 21 is connected to the first the output of the BAP 23 and the second input of the BOP 22. The fourth input of the BVP 21 is connected to the second output of the BAP 23 and the second input of the BUT 31. The fifth input of the BVP 21 is connected to the output of the SPT 40. The first output of the BVP 21 is connected to the third input of the BOP 22, the first input of the BAP 23 and the first input of the FAPP 35. The second output of the BVP 21 is connected to the second input of the BAP 23, the second input of the FAPP 35 and the third input of the BUT 31. The third input of the adaptation unit 23 is connected to the output of the sixth adder 24 and the fourth input of the BUT 31. The fourth and fifth inputs of the BAP 23 are connected respectively to the first and second outputs of the ZKP 30. The output of the BUV 22 is connected to the second input of the sixth adder 24 and the first the input of BUT 31. The output of BUT 31 is connected to the first input of the seventh adder 36, the second input of which is connected to the output of the FAPP 35. The output of the seventh adder 36 is connected to the input of the servo drive 40. The output of the speed adjuster 25 is connected to the first input of the BAT 32, the output of which is connected to the first in the BAT 32 ode, the output of which is connected to the input of the SPAT 37. Servos 38, 39 and 40 are mechanically connected to the corresponding steering gears 41, 42 and 43.

Система автоматической посадки самолета работает следующим образом:
Датчики информации, входящие в состав ИНС 2, вырабатывают первичную информацию о составляющих векторов линейного и углового ускорений, линейной и угловой скорости, а также о значениях трех углов поворота самолета. Указанная информация обрабатывается вычислителем ИНС по стандартным алгоритмам, в результате чего вырабатываются параметры линейного движения самолета в географической системе координат ОХYZ и параметры углового движения самолета относительно сопровождающей системы координат OX_cY_cZ_c (ось OY_с направлена по вертикали места, ось ОХ_с на север); сигналы угловых скоростей и ускорений относительно связанной системы координат. При этом на выходе ИНС вырабатываются сигналы по линейным продольным параметрам X_и,

,

, сигналы по линейным боковым параметрам Z_и,

,

, сигналы по линейным вертикальным параметрам Y_и,

,

, сигналы курса Ψ_и крена γ_и и тангажа ν_и сигналы угловых скоростей и ускорений относительно продольной оси ω_xи,

боковой оси ω_z,

нормальной оси ω_yи,

Одновременно приемник 1 СНС осуществляет прием и обработку сигналов, передаваемых навигационными ИСЗ. При этом на выходе приемника 1 вырабатываются в момент сеанса связи с ИС3 сигналы линейных координат самолета и их первых производных
X_сп,

Z_сп,

, Y_сп,

Идентичные сигналы, вырабатываемые Пр СНС 1 и ИНС 2 отличаются характерои ошибок: ошибки измерения ИНС параметров движения самолета носят накапливающийся со временем характер, а ошибки выработки Пр СНС 1 сигналов линейных скоростей характеризуются зависимостью от динамики движения самолета.The automatic landing system works as follows:
The information sensors that are part of ANN 2 generate primary information about the components of the vectors of linear and angular acceleration, linear and angular velocity, as well as the values of the three angles of rotation of the aircraft. This information is processed by the calculator ANN according to standard algorithms, whereby produced parameters of a linear motion of the aircraft in a geographical system OHYZ coordinates and parameters of angular movement of the aircraft with respect to the accompanying coordinate system OX _c Y _c Z _c (OY axis _to focus on the local vertical, axis OX _with north); signals of angular velocities and accelerations relative to the associated coordinate system. In this case, the output of the ANN produces signals according to the linear longitudinal parameters X _and ,

,

, signals along the linear lateral parameters Z _and ,

,

, signals along the linear vertical parameters Y _and ,

,

, the signals of the course Ψ _{and the} roll γ _{and the} pitch ν _{and the} signals of angular velocities and accelerations relative to the longitudinal axis ω _{x and} ,

lateral axis ω _z ,

normal axis ω _yи ,

At the same time, the receiver 1 of the SNA carries out the reception and processing of signals transmitted by the navigation satellite. At the same time, at the output of the receiver 1, signals of linear coordinates of the aircraft and their first derivatives are generated at the time of the communication session with IS3
X _sp

Z _cn

, Y _cn

Identical signals generated by the PR SNS 1 and ANN 2 differ in the nature of the errors: errors in measuring the ANN of the aircraft motion parameters are accumulating over time, and errors in the generation of the PR SNS 1 linear velocity signals are characterized by a dependence on the dynamics of the aircraft.

В ВБК 7 осуществляется комплексирование измерений ПрСНС 1 и ИНС 2 с целью повышения точности выработанных ИНС 2 параметров движения. Установлено, что ошибка ИНС может быть представлена выражением, которое содержит тригонометрические члены с Шулеровским и суточным периодами и их комбинации и имеет вид:
ΔA_i a_io + ai₁cosUt + a_i2sinUt + a_i3cos( ν U)t + a_i4sin( ν U)t + a_i5cosν t + a_i6sin ν t + +a_i7cos( ν + U)t + a_i8sin( ν + U)t + δa_i (i 1,2,6) где ΔA_i погрешность измерения ИНС каждой из трех географических координат и трех составляющих вектора скорости
ΔA₁= ΔX_и, ΔA₂= ΔY_и, ΔA₃= ΔZ_и, ΔA₄=

, ΔA₅=

, ΔA₆=

, где ν
круговая частота, соответствующая периоду Шулера,
U круговая частота, соответствующая суточному периоду,
δa_i случайная составляющая,
a_ik интегральные параметры, подлежащие определению (i 1,6, k 0,1, 8),
В БК 7 реализуется методика оценки погрешностей шести параметров выработанных ИНС (трех координат и трех проекций линейной скорости) путем определения 9 интегральных параметров по каждой из шести погрешностей методом наименьших квадратов и последующим определением этих погрешностей в соответствии с выражением (1), как заданных функций времени.In VBC 7, the measurements of PrSNS 1 and ANN 2 are integrated in order to increase the accuracy of the motion parameters developed by ANN 2. It is established that the ANN error can be represented by an expression that contains trigonometric terms with the Shuler and daily periods and their combinations and has the form:
ΔA _i a _io + ai ₁ cosUt + a _i2 sinUt + a _i3 cos (ν U) t + a _i4 sin (ν U) t + a _i5 cosν t + a _i6 sin ν t + + a _i7 cos (ν + U ) t + a _i8 sin (ν + U) t + δa _i (i 1,2,6) where ΔA _{i is the} measurement error of the ANN of each of the three geographical coordinates and the three components of the velocity vector
ΔA ₁ = ΔX _and , ΔA ₂ = ΔY _and , ΔA ₃ = ΔZ _and , ΔA ₄ =

, ΔA ₅ =

, ΔA ₆ =

where ν
circular frequency corresponding to the Schuler period,
U is the circular frequency corresponding to the daily period,
δa _i random component,
a _{ik are the} integral parameters to be determined (i 1,6, k 0,1, 8),
BC 7 implements a method for estimating the errors of six parameters of the generated ANNs (three coordinates and three projections of linear velocity) by determining 9 integral parameters for each of the six errors by the least squares method and then determining these errors in accordance with expression (1) as given time functions .

В соответствии с методом наименьших квадратов интегральные параметры a_ik (i=1,2, 6; k=0,1, 8) могут быть определены путем решения следующей алгебраической системы уравнений: Для первой погрешности (погрешность ΔА₁) эта система имеет вид:
1.

+a₁₁

cosUτdτ+

sinUτdτ+

cos(ν-U)τdτ +
+

sin(ν-U)τdτ+

cosντdτ+

sinντdτ+

cos(ν+U)τdτ+

sin(ν+U)τdτ

A₁(τ)dτ,
2.

cosUτdτ+

cos²Uτdτ+

sinUτcosUτdτ+
+

cos(ν-U)τ cosUτdτ+

sin(ν-U)τ cosUτdτ+
+

cosντ cosUτdτ+

sinντ cosUτdτ+

cos(ν+U)τ cosUτdτ+

s

n

U

c

s

=

A

(

)

c

s

9.

sin(ν+U)τdτ+

cosUτ sin(ν+U)τdτ+

sin(ν+U)τdτ+ +

cos(ν-U)τ sin(ν+U)Uτdτ+

sin(ν-U)τ sin(ν+U)τdτ+
+

cosντ sin(ν+U)τdτ+

sinντ sin(ν+U)τdτ+
+

cos(ν+U)τ sin(ν+U)τdτ+

sin²(ν+U)τdτ

A₁(τ) sin(ν+U)τdτ (2) где

(К 0,8) оценки параметров a_ik(K 0,8)
Т период наблюдения
ΔA_i(t) A_спi A_пi величина, вырабатываемая в БК 7 (=1,6) А_спi и A_пi значение одной из трех географических координат и трех составляющих линейной скорости, выработанных Пр СНС 1 и ИНС 2 соответственно.In accordance with the least squares method, the integral parameters a _ik (i = 1,2,6; k = 0,1,8) can be determined by solving the following algebraic system of equations: For the first error (error ΔA ₁ ) this system has the form:
1.

+ a ₁₁

cosUτdτ +

sinUτdτ +

cos (ν-U) τdτ +
+

sin (ν-U) τdτ +

cosντdτ +

sinντdτ +

cos (ν + U) τdτ +

sin (ν + U) τdτ

A ₁ (τ) dτ,
2.

cosUτdτ +

cos ² Uτdτ +

sinUτcosUτdτ +
+

cos (ν-U) τ cosUτdτ +

sin (ν-U) τ cosUτdτ +
+

cosντ cosUτdτ +

sinντ cosUτdτ +

cos (ν + U) τ cosUτdτ +

s

n

U

c

s

=

A

(

)

c

s

nine.

sin (ν + U) τdτ +

cosUτ sin (ν + U) τdτ +

sin (ν + U) τdτ + +

cos (ν-U) τ sin (ν + U) Uτdτ +

sin (ν-U) τ sin (ν + U) τdτ +
+

cosντ sin (ν + U) τdτ +

sinντ sin (ν + U) τdτ +
+

cos (ν + U) τ sin (ν + U) τdτ +

sin ² (ν + U) τdτ

A ₁ (τ) sin (ν + U) τdτ (2) where

(K 0.8) parameter estimates a _ik (K 0.8)
T observation period
ΔA _i (t) A _spi A _{pi is the} value generated in BC 7 (= 1.6) A _ci and A _{pi are the} values of one of the three geographical coordinates and the three components of the linear velocity generated by Pr SNA 1 and ANN 2, respectively.

Аналогично системе уравнений (2) записываются системы уравнений для других пяти погрешностей ΔА_i(i 2,3,6). Таким образом в БК 7 производится оценка 54 интегральных параметров (шесть систем уравнений по 9 уравнений в каждой).Similarly to the system of equations (2), systems of equations are written for the other five errors ΔА _i (i 2,3,6). Thus, in BC 7, 54 integral parameters are evaluated (six systems of equations with 9 equations in each).

После определения в БК 7 интегральных параметров (i 1,6; К 0,8) в этом же блоке производится умножение каждого из определенных параметров на соответствующую функцию времени в соответствии с уравнением (1). Выработанные сигналы оценок каждой из шести погрешностей инерциальной системы (три координаты места и три проекции вектора скорости) суммируются с соответствующими выходными сигналами ИНС. After determining in BK 7 integral parameters (i 1.6; K 0.8) in the same block, each of the determined parameters is multiplied by the corresponding time function in accordance with equation (1). The generated evaluation signals for each of the six inertial system errors (three location coordinates and three projections of the velocity vector) are summed up with the corresponding ANN output signals.

Кроме коррекции указанных сигналов в БК 7 производится коррекция физических параметров, вырабатываемых ИНС:
трех угловых координат (курса Ψ тангажа ν и крена γ ).In addition to the correction of these signals in BC 7 is a correction of the physical parameters generated by the ANN:
three angular coordinates (course Ψ pitch ν and roll γ).

трех проекций угловой скорости на связанные оси ω_x,ω_y,ω_z
трех проекций углового ускорения на связанные оси

,

,

трех проекций линейного ускорения судна

,

,

на оси географической системы координат.three projections of the angular velocity on the connected axes ω _x , ω _y , ω _z
three projections of angular acceleration on connected axes

,

,

three projections of linear acceleration of the vessel

,

,

on the axis of the geographic coordinate system.

Оценка данных физических параметров, не наблюдаемых с помощью Пр СНС 1, производится путем выработки оценок погрешностей этих параметров, а именно:
погрешностей измерения трех углов ориентации судна (dΨ dν dγ );
погрешностей измерения трех проекций угловой скорости и углового ускорения на связанные оси (dω_x, dω_y, dω_z, d

, d

, d

);
смещение нуля каждого из трех акселерометров (d

, d

, d

);
погрешностей масштабного коэффициента каждого из трех акселерометра (dm_x, dm_y, dm_z).Evaluation of the data of physical parameters that are not observed using Pr SNA 1 is carried out by developing estimates of the errors of these parameters, namely:
measurement errors of three vessel orientation angles (dΨ dν dγ);
measurement errors of three projections of the angular velocity and angular acceleration on the connected axes (dω _x, dω _y , dω _z , d

, d

, d

);
zero offset of each of the three accelerometers (d

, d

, d

);
errors of the scale factor of each of the three accelerometers (dm _x , dm _y , dm _z ).

Установлено, что погрешности физических параметров связаны с интегральными параметрами посредством следующих зависимостей
dν

f $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{(ν}}{\text{ik}}$ ⁾d_ik где dν оценка погрешности физического параметра
(dν= d ω_x,d

, dm_x,)
f_ik ^(ν)- априорно заданные численные коэффициенты.It is established that the errors of physical parameters are associated with integral parameters through the following relationships
dν

f $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{(ν}}{\text{ik}}$ ⁾ d _ik where dν is the error estimate of the physical parameter
(dν = d ω _x , d

, dm _x ,)
f _ik ^(ν) are a priori given numerical coefficients.

Определение коэффициентовf_ik ^(ν) производится следующим образом. Интегральные параметры a_ik являются известными аналитическими функциями одного или нескольких физических параметров. Указанные аналитические зависимости устанавливаются при интегрировании уравнений возмущенного движения. После определения этих зависимостей аналитически решается обратная задача определения зависимостей каждого из физических параметров от одного или нескольких интегральных параметров. Коэффициенты при каждом интегральном параметре a_ik в выражении для ν -ого физического параметра являются коэффициентами f_ik ^(ν).The coefficients _{f ik} ^{(ν) are} determined as follows. The integral parameters a _ik are known analytic functions of one or more physical parameters. The indicated analytical dependences are established by integrating the equations of perturbed motion. After determining these dependencies, the inverse problem of determining the dependences of each of the physical parameters on one or more integral parameters is analytically solved. The coefficients for each integral parameter a _ik in the expression for the νth physical parameter are the coefficients f _ik ^(ν) .

В БК 7 производится периодическое (с периодом, равным интервалу наблюдения Т) вычисление оценок погрешностей физических параметров dν запоминание их на интервале наблюдения Т и замещение оценок, выработанных на предыдущем интервале наблюдения, В БК 7 осуществляется коррекция физических параметров ИНС по следующим формулам:

= (

+d

)(m_x+dm_x),

= (

+d

)(m_y+dm_y),

= (

+d

)(m_z+dm_z)
ω_x= ω_xи+dω_x, ω_y= ω_yи+dω_y, ω_z= ω_zи+dω_z,

=

+d

,

=

+d

,

=

+d

Ψ= Ψ_и+dΨ, ν= ν_и+dν, γ= γ_и+dγ (3) где d

, d

, d

, dm_x, dm_y, dm_z, dω _x, dω _y, dω_z, d

, d

, d

, dΨ dγ dν оценки физических параметров ИНС.In BC 7, periodic (with a period equal to the observation interval T) calculation of the estimates of the errors of physical parameters dν is made, their storage on the observation interval T and the estimates developed in the previous observation interval are replaced. In BC 7, the physical parameters of the ANN are corrected by the following formulas:

= (

+ d

) (m _x + dm _x ),

= (

+ d

) (m _y + dm _y ),

= (

+ d

) (m _z + dm _z )
ω _x = ω _xи + dω _x , ω _y = ω _yи + dω _y , ω _z = ω _zи + dω _z ,

=

+ d

,

=

+ d

,

=

+ d

Ψ = Ψ _and + dΨ, ν = ν _and + dν, γ = γ _and + dγ (3) where d

, d

, d

, dm _x , dm _y , dm _z , dω _x, dω _y , dω _z , d

, d

, d

, dΨ dγ dν are estimates of the physical parameters of the ANN.

(Здесь и далее индекс "С" при линейном параметре обозначает самолетный). (Hereinafter, the index "C" with a linear parameter denotes an airplane).

В БК 7 производится определение углов курса Ψ тангажа ν и крена γ а также их производных по времени путем интегрирования системы трех кинематических уравнений
ω_x=

+

sinν
ω_y=

cosν cosγ-

sinγ (4)
ω_z= -

cosν sinγ-

cosγ
В результате реализации в БК 7 алгоритмов 1-4 производится коррекция выработанных ИНС значений всех линейных (в географической системе координат) и угловых параметров движения самолета, что обеспечивает получение точной информации об этих параметрах не только в моменты сеанса связи с ИСЗ, но и в интервалах между сеансами связи.In BC 7, the angles курса of pitch ν and roll γ and their derivatives with respect to time are determined by integrating the system of three kinematic equations
ω _x =

+

sinν
ω _y =

cosν cosγ-

sinγ (4)
ω _z = -

cosν sinγ-

cosγ
As a result of the implementation of algorithms 1-4 in BC 7, the generated ANN values of all linear (in the geographical coordinate system) and angular parameters of the aircraft’s movement are corrected, which provides accurate information about these parameters not only at the moments of the communication session with the satellite, but also in the intervals between communication sessions.

В БК 7 производится также определение модуля линейной скорости по формуле:
v (

+

+

)^1/2
Откорректированные сигналы параметров линейного и углового движения самолета поступают на следующие выходы БК 7:
на первый выход БК 7 поступают сигналы X_c,

,

на второй выход БК 7 поступают сигналы Z_c,

,

на третий выход БК 7 поступают сигналы Y_c,

,

на четвертый выход БК 7 поступают сигналы Ψ,

,

на пятый выход БК 7 поступают сигналы ν,

,

на шестой выход БК 7 поступают сигналы γ,

,

на седьмой выход БК 7 поступают сигнал модуля скорости Y
Выходные сигналы БК 7 поступают на входы Пр СНС 1, где они используются для решения следующих задач:
угловой ориентации к стабилизации антенны приемника или для управления фазовой антенной решеткой
высокоточного стробирования и компенсации динамической ошибки при выделении допплеровской частоты.In BC 7, the linear velocity module is also determined by the formula:
v (

+

+

) ^1/2
Corrected signals of the parameters of the linear and angular motion of the aircraft are supplied to the following outputs of BC 7:
the first output of the BC 7 receives signals X _c ,

,

the second output of the BC 7 receives signals Z _c ,

,

the third output of the BC 7 receives signals Y _c ,

,

the fourth output of BC 7 receives signals Ψ,

,

the fifth output of BC 7 receives signals ν,

,

the sixth output of the BC 7 receives signals γ,

,

the seventh output of the BC 7 receives the signal of the speed module Y
The output signals of the BC 7 are fed to the inputs of the Pr SNA 1, where they are used to solve the following problems:
angular orientation to stabilize the receiver antenna or to control the phase antenna array
high-precision gating and dynamic error compensation in the allocation of Doppler frequency.

Решение этих задач осуществляется следующим образом. The solution to these problems is as follows.

В состав управляющего процессора включен цифроимпульсный преобразователь, на выходе которого по значениям дальности и производной от дальности вырабатываются стробирующие импульсы для управления блоками измерения этих параметров. Эти сигналы поступают на входы коррелятора и блока выделения допплеровского смещения. Ведение опорных стробирующих сигналов в приемнике позволяет существенно упростить аппаратуру приемника за счет сокращения числа каналов, осуществляющих поиск сигнала спутника по относительной дальности и относительной скорости движения. С другого выхода управляющего процессора на вход антенны поступают сигналы управления диаграммой направленности фазовой антенной решетки, вырабатываемые управляющим процессором по сигналам угловой ориентации спутника относительно судна и выходным сигналам БК 7. The control processor includes a digital-pulse converter, at the output of which gating pulses are generated from the values of the range and the derivative of the range to control the measurement units of these parameters. These signals are fed to the inputs of the correlator and the Doppler shift biasing unit. Maintaining reference gating signals in the receiver can significantly simplify the receiver equipment by reducing the number of channels searching for a satellite signal by relative range and relative speed. From the other output of the control processor to the input of the antenna receives the control signals of the radiation pattern of the phase antenna array generated by the control processor according to the signals of the angular orientation of the satellite relative to the vessel and the output signals of BC 7.

Высокоточные значения навигационных параметров полета, выработанные БК 7, используются также для выработки координат самолета в относительной системе координат, связанной с ВПП. С этой целью сигналы с первых четырех выходов БК 7 поступают на первые четыре входа БОК 8 соответственно. На пятый вход БОК 8 с выхода ПАИ 6 при движении самолета по направлениям, задаваемым курсовым и глиссадным радиомаяками, поступает следующая аэродромная информация о координатах ВПП в географической системе координат, полученная на аэродроме от навигационных ИСЗ:
1. Значение угла α между осью ВПП и осью х географической системы координат.High-precision values of the navigation parameters of the flight, developed by BC 7, are also used to generate the coordinates of the aircraft in the relative coordinate system associated with the runway. To this end, the signals from the first four outputs of the BC 7 are fed to the first four inputs of the BOC 8, respectively. At the fifth entrance of BOC 8 from the PAI 6 exit when the aircraft moves in the directions specified by the directional and glide path beacons, the following aerodrome information on the coordinates of the runway in the geographic coordinate system received at the aerodrome from navigation satellites is received:
1. The value of the angle α between the axis of the runway and the x-axis of the geographical coordinate system.

2. Значения линейных координат начала ВПП X_п, Y_п, Z_п в географической системе координат.2. The values of the linear coordinates of the beginning of the runway X _p , Y _p , Z _p in the geographical coordinate system.

3. Значения линейных координат курсового радиомаяка X_к, Y_к, Z_к и глиссадного радиомаяка Х_г, Y_г, Z_г.3. The values of the linear coordinates of the directional radio beacon X _k , Y _k , Z _k and glide path beacon X _g , Y _g , Z _g .

При поступлении аэродромной информации в БОК 8 производится выработка относительных координат самолета в системе координат связанной с ВПП. Выработанные относительные координаты самолета обладают повышенной точностью, превосходящей приблизительно на два порядка точности выработки абсолютных координат самолета или ВПП с помощью спутниковых систем. Это достигается взаимным уничтожением при вычитании абсолютных координат ВПП из абсолютных координат самолета значительного числа составляющих ошибок, присутствующих при выработке абсолютных координат каждого из объектов с помощью спутниковых систем. Upon receipt of aerodrome information in BOC 8, the relative coordinates of the aircraft are generated in the coordinate system associated with the runway. The developed relative coordinates of the aircraft have increased accuracy, which is approximately two orders of magnitude greater than the accuracy of generating the absolute coordinates of the aircraft or runway using satellite systems. This is achieved by mutual destruction when subtracting the absolute coordinates of the runway from the absolute coordinates of the aircraft of a significant number of error components that are present when generating the absolute coordinates of each of the objects using satellite systems.

Выработка относительных координат самолета производится в БОК 8 по следующим алгоритмам:
X (X_c X_п) cosα + (Z_c Z_п)sinα
Z (X_c X_п) sinα (Z_c Z_п)cosα (5)
Y Y_c Y_п
D (X² + Y² + Z²)^1/2
χ_c= arcsin

η_c= arcsin

φ= Ψ-Ψ_o где x, y, z координаты самолета в системе координат, связанной с ВПП (ось Ох вдоль оси ВПП, Оz перпендикулярно оси ОХ вправо, ось Oy вертикально вверх, 0 начало ВПП),
Z относительное боковое смещение самолета,
Y относительная высота самолета;
D относительная дальность самолета от начала ВПП,
Ψ_o значение угла курса самолета в момент начала выработки, относительных координат (момент поступления аэродромной информации);
Ψ текущее значение угла курса самолета;
φ изменение угла курса самолета с момента поступления, аэродромной информации;
χ_с счисленное значение курсового угла курсового радиомаяка;
η_с счисленное значение угла места глиссадного радиомаяка.The relative coordinates of the aircraft are generated in BOC 8 according to the following algorithms:
X (X _c X _p ) cosα + (Z _c Z _p ) sinα
Z (X _c X _p ) sinα (Z _c Z _p ) cosα (5)
YY _c Y _p
D (X ² + Y ² + Z ² ) ^1/2
χ _c = arcsin

η _c = arcsin

φ = Ψ-Ψ _o where x, y, z are the coordinates of the aircraft in the coordinate system associated with the runway (the Ox axis is along the runway axis, Oz is perpendicular to the OX axis to the right, the Oy axis is vertically upward, 0 is the beginning of the runway),
Z relative lateral displacement of the aircraft,
Y is the relative height of the aircraft;
D the relative distance of the aircraft from the start of the runway,
Ψ _{o the} value of the angle of the aircraft heading at the time of the start of development, relative coordinates (the moment of receipt of the aerodrome information);
Ψ current value of the aircraft heading angle;
φ change in the angle of the aircraft's course from the moment of receipt of aerodrome information;
χ _{with the} calculated value of the heading angle of the heading beacon;
η _{with the} calculated value of the elevation angle of the glide path beacon.

Информация об относительных линейных координатах самолета Y, Z и их производных, относительной дальности D, о счисленных угловых координатах радиомаяков χ_сη_с и об изменении φ угла курса и его производных поступает на выход БОК 8 (Производные линейных относительных координат Y, Z и угла φ равны соответствующим производным соответствующих координат Y_c, Z_c, Ψ вырабатываемым БК 7 и поступающим транзитом на выходы Б 8). Высокоточная информация, вырабатываемая БК 6 и БОК 8 о параметрах линейного и углового движения самолета используется в системе управления самолетом при повышении точности и надежности автоматической посадки по ряду направлений. Прежде всего, она используется в БОР 9 для цепей самоконтроля этой информации (т.е. для определения ее достоверности) путем сравнения счисленного значения курсового угла χ_cкурсового радиомаяка и курсового угла χ_и измеренного КРП 4 и поступившего на второй вход БОР 9, а также путем сравнения счисленного угла места η_с глиссадного радиомаяка с сигналом угла места глиссадного радиомаяка, выработанного ГРП 5 и поступившим на третий вход БОР 9. Выработанные в результате сравнения разности Δ χ, Δh являются алгебраическими суммами погрешностей измерения и погрешностей счисления соответствующих углов. Если хотя бы одна из указанных разностей ( Δ χ или Δh ) превосходит допустимый порог, равный сумме предельных погрешностей измерения и счисления, это является признаком неисправности в системе выработки информации о географических координатах самолета или радиомаяков, например, вследствие потери контакта с ИСЗ. При этом на третьем выходе БОР 9 вырабатывается команда, поступающая на входы ВАТ 3у2, БУТ 31, ФАПП 35, БУК 27, ФАПБ 26, БУКр 29, ФАПКр 28, ПБП 20. При наличии этой команды вводится нештатный режим работы заявляемой системы, т. е. реализуется закон управления, используемый в системе-прототипе. При этом в качестве управляющих сигналов используются сигналы курсового угла χ_и и угла места η_и выработанные КРП 4 и ГРП 5 соответственно и поступившие на четвертый и седьмой выходы БОР 9, а также сигнал высоты, выработанный РВ 3 и поступивший на шестой выход БОР 9, а сигналы относительных координат самолета D, Z, Y снимаются с выходов БОР 9. При отсутствии этой команды вводится штатный режим. При этом на первый, второй и шестой выходы БОР 9 поступают соответственно сигналы относительных координат φ, Z, Y и их производных, а на пятый выход БОР 9 поступает сигнал относительной дальности Д. Описание нештатного и штатного режимов приведены ниже.Information about the relative linear coordinates of the aircraft Y, Z and their derivatives, relative range D, the calculated angular coordinates of the beacons χ _s η _s and the change in the φ of the heading angle and its derivatives goes to the output of BOC 8 (Derivatives of the linear relative coordinates of Y, Z and the angle φ are equal to the corresponding derivatives of the corresponding coordinates Y _c , Z _c , Ψ generated by BC 7 and the incoming transit to outputs B 8). High-precision information generated by BK 6 and BOK 8 on the parameters of the linear and angular motion of the aircraft is used in the aircraft control system to increase the accuracy and reliability of automatic landing in a number of directions. First of all, it is used in BOR 9 for self-monitoring circuits of this information (i.e., to determine its reliability) by comparing the calculated value of the heading angle χ _{c of the} directional beacon and the heading angle χ _{and the} measured KRP 4 and received at the second input of BOR 9, and also by comparing the dead reckoning elevation angle η _{with the} glide slope signal with the elevation angle glideslope beacon generated EMG 5 and entered the third inlet BOR 9. Depleted by comparing the difference Δ χ, Δh errors are algebraic sums of Eren and numbering errors corresponding angles. If at least one of the indicated differences (Δ χ or Δh) exceeds the allowable threshold equal to the sum of the limiting errors of measurement and calculation, this is a sign of a malfunction in the system for generating information on the geographical coordinates of the aircraft or beacons, for example, due to loss of contact with the satellite. At the same time, on the third output of BOR 9, a command is generated that arrives at the inputs of BAT 3u2, BUT 31, FAPP 35, BUK 27, FAPB 26, BUKr 29, FAPKr 28, PBP 20. In the presence of this command, the emergency operation mode of the claimed system is introduced, i.e. e. the control law used in the prototype system is implemented. In this case, the control signals are the signals of the heading angle χ _{and the} elevation angle η _and generated by the КРП 4 and ГПП 5, respectively, and received at the fourth and seventh outputs of the BOR 9, as well as the height signal generated by the PB 3 and received at the sixth output of the BOR 9, and the signals of the relative coordinates of the aircraft D, Z, Y are removed from the outputs of BOR 9. In the absence of this command, the normal mode is entered. At the same time, the signals of the relative coordinates φ, Z, Y and their derivatives, respectively, are received at the first, second, and sixth outputs of the BOR 9, and the relative distance D signal is received at the fifth output of the BOR 9. The emergency and standard modes are described below.

Высокоточная информация, вырабатываемая в БК 6 и БОК 8 используется в каналах управления боковым движением (каналы курсах, крена и бокового перемещения) и продольным движением (каналы тангажа и высоты) для косвенного измерения внешних возмущений, действующих на самолет, с целью последующей компенсации влияния этих возмущений. High-precision information generated in BC 6 and BOC 8 is used in the lateral movement control channels (heading, roll and lateral movement channels) and longitudinal movement (pitch and height channels) for indirect measurement of external disturbances acting on the aircraft, in order to subsequently compensate for the effects of these disturbances.

В канале управления боковым движением это измерение осуществляется после выполнения следующих операций. In the lateral motion control channel, this measurement is carried out after the following operations.

При заходе самолета на посадку курсовым радиоприемником 4 производится прием сигналов, передаваемых курсовым радиомаяком. При этом на выходе курсового радиоприемника 4 вырабатывается сигнал курсового угла этого радиомаяка, т.е. угла между продольной осью самолета и линией визирования радиомаяка. Указанный сигнал через БОР 9 поступает на вход блока 29 управления креном. Блок 29 вырабатывает управляющий сигнал, вызывающий крен самолета, в результате чего происходит перемещение самолета на направление, задаваемое курсовым радиомаяком. В момент перемещения на это направление курсовой угол радиомаяка становится равным нулю, а следовательно, становится равным нулю и управляющий сигнал по крену, вырабатываемый БУКр 29. При движении самолета по заданному направлению на борт самолета поступает аэродромная информация, состав которой был описан выше. С этого момента управление боковым движением самолета в штатном режиме осуществляется на основании бокового отклонения самолета от счисленной вертикальной плоскости полета и результатов измерения сил и моментов, действующих на самолет. Косвенное измерение сил и моментов, осуществляемое блоками БВБ 10, БВКр 15, БВП 21, основывается на том, что их можно определить как разность инерционных и управляющих сил и моментов соответственно. Инерционные силы и моменты определяются по выходным сигналам блока 7 комплексирования в связанной с корпусом самолета системе координат OX_cY_cZ_c, начало которой совпадает с местом установки ИНС. Составляющие в этой системе координат главного вектора

инерционных сил имеют следующие выражения:
F_их МW_x
F_иу MW_y (6)
F_иz MW_z где М масса самолета
W_x,W_y,W_z составляющие вектора абсолютного линейного ускорения центра масс самолета по осям трехгранника ОX_cY_cZ_c.When the aircraft approaches the course heading radio 4, the signals transmitted by the heading radio beacon are received. In this case, at the output of the directional radio receiver 4, a signal of the directional angle of this beacon is generated, i.e. the angle between the longitudinal axis of the aircraft and the line of sight of the beacon. The specified signal through BOR 9 is fed to the input of the roll control unit 29. Block 29 generates a control signal that causes the roll of the aircraft, as a result of which the aircraft moves in the direction specified by the directional beacon. At the moment of moving to this direction, the directional angle of the beacon becomes zero, and therefore, the roll control signal generated by BUKr 29 also becomes equal to zero. When the aircraft moves in a given direction, the aerodrome information arrives on board the aircraft, the composition of which was described above. From this moment, the lateral movement of the aircraft in the normal mode is controlled based on the lateral deviation of the aircraft from the reckoned vertical plane of the flight and the results of the measurement of forces and moments acting on the aircraft. Indirect measurement of forces and moments, carried out by blocks BVB 10, BVKr 15, BVP 21, is based on the fact that they can be defined as the difference between inertial and control forces and moments, respectively. Inertial forces and moments are determined by the output signals of the complexing unit 7 in the coordinate system OX _c Y _c Z _c associated with the aircraft body _{, the} beginning of which coincides with the location of the ANN. The components in this coordinate system of the main vector

inertial forces have the following expressions:
F _them MW _x
F _Yiwu MW _y (6)
F _{and z} MW _z where M is the mass of the aircraft
W _x , W _y , W _z components of the absolute linear acceleration vector of the center of mass of the aircraft along the axes of the trihedron ОX _c Y _c Z _c .

Составляющие в системе координат OX_cY_cZ_с главного момента L инерционных сил относительно точки О имеют следующие выражения
L_ux=

(I_xω_x-I_xyω_y-I_xzω_z)+ω_y(-I_xzω_x-I_yzω_y+I_zω_z)-
-ω_z(-I_xyω_x+I_yω_y-I_yzω_z)+M(l_xW_y-l_yW_z)
L_uy=

(-I_xyω_x+I_yω_y-I_yzω_z)+ω_z(I_xω_x-I_xyω_y-I_xzω_z)- (7)
-ω_z(-I_xzω_x-I_yzω_y+I_zω_z)+M(l_yW_z-l_zW_x)
L_uz=

(-I_xzω_x-I_yzω_y+I_zω_z)+ω_x(-I_xyω_x+I_yω_y-I_yzω_z)-
-ω_y(I_xω_x-I_xyω_y-I_xzω_z)+M(l_zW_x-l_xW_y) где I_x,I_y,I_z,I_xy,I_xz,I_yz моменты инерции и центробежные моменты инерции самолета в системе координат Ox_cY_cZ_c.The components in the coordinate system OX _c Y _c Z _{from the} main moment L of inertial forces relative to point O have the following expressions
L _ux =

(I _x ω _x -I _xy ω _y -I _xz ω _z ) + ω _y (-I _xz ω _x -I _yz ω _y + I _z ω _z ) -
-ω _z (-I _xy ω _x + I _y ω _y -I _yz ω _z ) + M (l _x W _y -l _y W _z )
L _uy =

(-I _xy ω _x + I _y ω _y -I _yz ω _z ) + ω _z (I _x ω _x -I _xy ω _y -I _xz ω _z ) - (7)
-ω _z (-I _xz ω _x -I _yz ω _y + I _z ω _z ) + M (l _y W _z -l _z W _x )
L _uz =

(-I _xz ω _x -I _yz ω _y + I _z ω _z ) + ω _x (-I _xy ω _x + I _y ω _y -I _yz ω _z ) -
-ω _y (I _x ω _x -I _xy ω _y -I _xz ω _z ) + M (l _z W _x -l _x W _y ) where I _x , I _y , I _z , I _xy , I _xz, I _yz moments of inertia and centrifugal moments of inertia of the aircraft in the coordinate system Ox _c Y _c Z _c .

l_x, l_y, l_z составляющие вектора

, проведенного из 0 к центру масс самолета.l _x , l _y , l _z components of the vector

drawn from 0 to the center of mass of the aircraft.

ω_x,ω_y,ω_z проекции на оси трехгранника OX_cY_cZ_c вектора

абсолютной угловой скорости вращения корпуса самолета.ω _x , ω _y , ω _z projections on the axis of the trihedron OX _c Y _c Z _{c the} vector

absolute angular speed of rotation of the aircraft body.

Упрощенные выражения инерционных сил и моментов для частных случаев приведены в книге Ремц Ю.В. Качка корабля. Л. Судостроение, 1983, с. 22. Полученные из приведенных выше уравнений упрощенные выражения для инерционной силы f_z(t) и инерционного момента L φ(t) для канала управления боковым движением самолета при заходе на посадку, когда влиянием крена на боковое движение можно пренебречь, имеет вид:

+q

+r

f_z(t)

+q

+r

Lφ(t) (8) где Z боковое линейное отклонение самолета от оси ВПП (относительное боковое перемещение).Simplified expressions of inertial forces and moments for special cases are given in the book of Remts Yu.V. Ship pitching. L. Shipbuilding, 1983, p. 22. The simplified expressions obtained from the above equations for the inertial force f _z (t) and the inertial moment L φ (t) for the aircraft lateral motion control channel during approach, when the influence of the roll on lateral motion can be neglected, has the form:

+ q

+ r

f _z (t)

+ q

+ r

Lφ (t) (8) where Z is the lateral linear deviation of the aircraft from the runway axis (relative lateral displacement).

φ угловое отклонение в горизонтальной плоскости продольной оси самолета относительно оси ВПП (изменения угла курса самолета). φ is the angular deviation in the horizontal plane of the longitudinal axis of the aircraft relative to the axis of the runway (changes in the angle of course of the aircraft).

q₂₁,r₂₁,q₃₁,r₃₁ коэффициенты естественного демпфирования.q ₂₁ , r ₂₁ , q ₃₁ , r ₃₁ are natural damping coefficients.

В канале крена самолета выражение для инерционного момента совпадают со вторым уравнением системы (8), если параметр φ заменить на параметр γ (угол крена самолета), а инерционный момент Lφ (t) на инерционный момент L γ (t). In the roll channel of the aircraft, the expression for the inertial moment coincides with the second equation of system (8), if the parameter φ is replaced by the parameter γ (angle of the aircraft roll), and the inertial moment Lφ (t) by the inertial moment L γ (t).

В канале управления продольным движением выражения для инерционных сил и инерционных моментов совпадают с соответствующими уравнениями системы (8), если параметр Z заменить на параметр η (отклонение высоты полета от программ, а параметр φ на параметр ν (отклонение угла тангажа от программы) силу f_z(t) на f_η(t), а момент Lφ (t) на Lν (t).In the longitudinal motion control channel, the expressions for inertial forces and inertial moments coincide with the corresponding equations of system (8) if the parameter Z is replaced by the parameter η (deviation of flight altitude from the programs, and parameter φ by parameter ν (deviation of the pitch angle from the program) by force f _z (t) on f _η (t), and the moment Lφ (t) on Lν (t).

Управляющие моменты в каналах курса, крена и тангажа создаются соответствующими рулевыми механизмами, а информация о величине управляющего момента определяется по сигналу датчика обратной связи сервопривода соответствующего канала. Величина управляющего момента в каждом из каналов определяется выражением:
M_yi ρ_iδ_i где ρ_i коэффициент пропорциональности
δ_i угол отклонения руля
i индекс канала;
i к для канала курса; i к_р для канала крена; i т для канала тангажа.The control moments in the channels of the heading, roll and pitch are created by the corresponding steering mechanisms, and information about the magnitude of the control torque is determined by the signal of the feedback sensor of the servo drive of the corresponding channel. The magnitude of the control moment in each of the channels is determined by the expression:
M _yi ρ _i δ _i where ρ _{i is} the proportionality coefficient
δ _i steering angle
i channel index;
i k for the course channel; i to _p for the roll channel; i t for pitch channel.

Управляющие силы в каналах самолета при движении по прямой в направлении на ВПП отсутствуют. На основании проведенных выше выражений для инерционных и управляющих сил и моментов в каждом из каналов предлагаемой системы производится косвенное измерение возмущающих сил и моментов как алгебраической суммы инерционных сил или моментов и соответствующих управляющих сил или моментов. В канале управления боковым движением косвенное измерение возмущающей силы и момента осуществляется блоком 10. На входы этого блока с выхода БОР9 поступает информация о линейных и угловых скоростях и ускорениях бокового движения самолета

,

,

,

и информация с выхода СПК 37 о величине отклонения руля курса (управляющем сигнале по курсу). После снятия сигнала с выхода КРП 4 движение самолета начинает совершаться по заданному направлению на ВПП. При этом можно пренебречь управляющими и возмущающими воздействиями в канале крена на канал бокового движения и производить косвенное измерение возмущающих воздействий блоком 10, как алгебраической суммы приведенных выше соответствующих инерционных и управляющих воздействий по следующим упрощенным алгоритмам, основанным на линеаризованных уравнениях объекта:
e_fz=

+q

+r

(9)
e_Lφ=

+q

+r

+ρ₃₁δ_к, где e_fz,e_Lφ косвенно измеренные возмущающие сила и момент бокового движения
δ_к- угол отклонения руля курса.There are no control forces in the airplane’s channels when moving in a straight line in the direction of the runway. Based on the above expressions for inertial and control forces and moments in each of the channels of the proposed system, an indirect measurement of disturbing forces and moments is performed as the algebraic sum of inertial forces or moments and the corresponding control forces or moments. In the lateral motion control channel, indirect measurement of the disturbing force and moment is carried out by block 10. Information on linear and angular velocities and lateral accelerations of the airplane is received at the inputs of this block from the output of BOR9

,

,

,

and information from the output of the SEC 37 about the deviation of the rudder (control signal at the rate). After removing the signal from the output of the KRP 4, the movement of the aircraft begins to take place in the given direction on the runway. In this case, one can neglect the controlling and disturbing influences in the roll channel on the lateral motion channel and indirectly measure the disturbing influences by block 10 as the algebraic sum of the corresponding inertial and controlling actions given above according to the following simplified algorithms based on the linearized equations of the object:
e _fz =

+ q

+ r

(nine)
e _Lφ =

+ q

+ r

+ ρ ₃₁ δ _k , where e _fz , e _{Lφ are} indirectly measured disturbing forces and the moment of lateral movement
δ _to - steering angle deviation.

q₂₁,r₂₁,q₃₁,r₃₁, ρ₃₁ аэродинамические параметры самолета.q ₂₁ , r ₂₁ , q ₃₁ , r ₃₁ , ρ ₃₁ aerodynamic parameters of the aircraft.

Эти параметры являются функциями конкретных аэродинамических условий, в которых происходит полет самолета. These parameters are functions of the specific aerodynamic conditions in which the aircraft is flying.

Для повышения точности определения возмущающих боковое движение возмущений, а также для повышения точности реализации законов управления (приближения реального процесса управления к требуемому) в предлагаемой системе производится адаптированное к текущим аэродинамическим условиям определение параметров q₂₁, r₂₁, q₃₁,r₃₁, ρ₃₁. Указанное определение параметров производится блоками ЗКБ 11 и БАБ 12. ЗКБ 11 предназначен для программного задания, как функции скорости и высоты полета, следующих коэффициентов передачи канала управления боковым движением:
по линейному боковому отклонению n₁;
по линейной скорости бокового движения n₂;
по угловому отклонению курса k₁;
по угловой скорости курса k₂.To improve the accuracy of determining perturbations of the lateral movement of disturbances, as well as to increase the accuracy of implementing control laws (approximating the actual control process to the required one), the proposed system makes the determination of parameters q ₂₁ , r ₂₁ , q ₃₁ , r ₃₁ , ρ ₃₁ adapted to the current aerodynamic conditions . The specified definition of the parameters is made by blocks ZKB 11 and BAB 12. ZKB 11 is intended for programmed task, as a function of speed and altitude, of the following transmission coefficients of the lateral motion control channel:
linear linear deviation n ₁ ;
linear velocity of lateral movement n ₂ ;
the angular deviation of the course k ₁ ;
the angular velocity of the course k ₂ .

Функциональная зависимость выходных параметров ЗКБ 11 от входных величин (скорости и высоты полета) может быть реализована, в частности, в виде ступенчатых функций, изменения которых осуществляется скачкообразно при соответствующих изменениях входных параметров. При этом на первом выходе ЗКБ 11 вырабатываются значения коэффициентов n₁ и n₂, а на втором выходе ЗКБ 11 значения коэффициентов k₁ и k₂. Сигналы, пропорциональные этим коэффициентам, поступают на входы блока БАБ 12. Алгоритмы работы БАБ 12 будут описаны ниже после описания работы БУП 14 и БУК 27. На первом выходе БАБ 12 вырабатываются значения параметров r₂₁,q₂₁, а также значения коэффициентов n₁,n₂, поступающие с выхода ЗКБ 11. На втором БАБ 12 вырабатываются значения параметров r₃₁q₃₁, а также значения коэффициентов k₁,k₂. Выходные сигналы БПБ 12 поступают на входы БВБ 10. В БВБ 10 сигналы текущих аэродинамических параметров r₂₁, q₂₁,r₃₁,q₃₁ используются при косвенном измерении возмущений, действующих на боковое движение самолета. Одновременно сигнал со второго выхода БАБ 12 поступает на вход БУК 27, а сигнал с первого выхода БАБ 12 поступает на вход БУП 14, где они используются для формирования законов управления боковым движением. В предлагаемой системе в штатном режиме работы используется оригинальный закон управления, основанный на моделировании самолета как объекта управления. При этом приняты следующие положения:
1. Вместо переменной величины φ (угловое отклонение от курса) в закон управления введена функция Δe_φ При этом закон управления строится таким образом, чтобы отклонение Δe_φ=e_φ-φ было мало. Указанная замена переменных обусловлена тем обстоятельством, что невозможно одновременно минимизировать две обобщенные координаты φ (угол рыскания) и Z (линейное отклонение на боку) при одном органе управления руле, однако, возможно минимизировать две обобщенные координаты Δe_φ и Z.The functional dependence of the output parameters of the ZKB 11 on the input values (speed and altitude) can be implemented, in particular, in the form of step functions, the changes of which are carried out stepwise with corresponding changes in the input parameters. In this case, at the first output of the ZKB 11, the values of the coefficients n ₁ and n _{2 are} generated, and at the second output of the ZKB 11, the values of the coefficients k ₁ and k _{2 are} generated. Signals proportional to these coefficients are fed to the inputs of the BAB 12. The operation algorithms of the BAB 12 will be described below after describing the operation of the BUP 14 and the BUK 27. At the first output of the BAB 12, the values of the parameters r ₂₁ , q ₂₁ , as well as the values of the coefficients n ₁ , n ₂ coming from the output of ZKB 11. On the second BAB 12, the values of the parameters r ₃₁ q ₃₁ , as well as the values of the coefficients k ₁ , k _{2 are} generated. The output signals of the BPB 12 are supplied to the inputs of the BVB 10. In the BVB 10, the signals of the current aerodynamic parameters r ₂₁ , q ₂₁ , r ₃₁ , q ₃₁ are used for indirect measurement of disturbances acting on the lateral movement of the aircraft. At the same time, the signal from the second output of the BAB 12 is fed to the input of the BUK 27, and the signal from the first output of the BAB 12 is fed to the input of the BUK 14, where they are used to form the laws of lateral movement control. In the proposed system in the normal mode of operation, the original control law is used, based on the modeling of the aircraft as a control object. The following provisions have been adopted:
1. Instead of the variable value φ (angular deviation from the course), the function Δe _{φ is} introduced into the control law. In this case, the control law is constructed so that the deviation Δe _φ = e _φ -φ is small. The indicated change of variables is due to the fact that it is impossible to simultaneously minimize two generalized coordinates φ (yaw angle) and Z (linear deviation on the side) with one steering wheel control, however, it is possible to minimize two generalized coordinates Δe _φ and Z.

2. В закон управления введено управление по косвенно измеренным возмущающему моменту и возмущающей силе. 2. Control is introduced into the control law by indirectly measured disturbing moment and disturbing force.

3. В закон управления по отклонению (по переменным Δe_φ и Z введен в качестве дополнительного множителя (на все составляющие закона управления) высокий коэффициент усиления.3. In the control law for deviation (for the variables Δe _φ and Z, a high gain is introduced as an additional factor (for all components of the control law).

Предлагаемый закон управления строится по двузвенной схеме. Первое звено реализуется блоком БУП 14 и моделирует дифференциальное уравнение движения объекта управления по боку, которое имеет вид, приведенный в первом уравнении системы (4). С учетом этого уравнение, которое реализуется блоком 14 и которое представляет собой закон управления линейным боковым перемещением имеет следующий вид:
r

= (1-ε)e_fZ-(

+q

)+K(

+n

+n₁Z) (10) где величины e_fz и e_φ моделируют величины f_z и φ соответственно;
ε и К соответственно численно предельно малый безразмерный параметр и численно предельно большой коэффициент усиления, предельные значения которых выбираются из условий обеспечения устойчивости процесса управления по результатам моделирования с реальной аппаратурой (Практически ε имеет порядок 0,001, а К имеет порядок 100 в результате оптимизации по двум параметрам).The proposed control law is based on a two-link scheme. The first link is implemented by the unit BUP 14 and models the differential equation of motion of the control object on the side, which has the form given in the first equation of system (4). With this in mind, the equation, which is implemented by block 14 and which is the law of linear lateral movement control, has the following form:
r

= (1-ε) e _fZ - (

+ q

) + K (

+ n

+ n ₁ Z) (10) where the values of e _fz and e _φ model the values of f _z and φ, respectively;
ε and K, respectively, are a numerically extremely small dimensionless parameter and a numerically extremely large gain, the limiting values of which are selected from the conditions for ensuring the stability of the control process according to the simulation results with real equipment (In practice, ε is of the order of 0.001, and K is of the order of 100 as a result of optimization in two parameters )

Реализация закона управления (10) блоком 14 осуществляется следующим образом:
На входы блока 14 с выхода БВБ 10 поступает информация о значении косвенно измеренной возмущающей силы e_fz, а с выхода БАБ 12 информация о значениях адаптированных к текущим аэродинамическим условиям параметров r₂₁ и q₂₁ и о значениях коэффициентов n₁ и n₂. На основании поступившей и выработанной автономно информации в блоке 14 реализуется уравнение (10). По результатам решения этого уравнения на выходе блока 14 вырабатываются значение параметров e_φ и

(параметр e_φвырабатывается путем интегрирования параметра

). Выходной сигнал блока 14 поступает на вход первого сумматора 13, на другой вход которого с выхода БОР 9 поступает сигнал курсового отклонения φ Первый сумматор 13 вырабатывает разность между углом φ и воспроизводящей этот угол функцией e_φ которая равна:
e_φ f + Δe_φ.The implementation of the control law (10) by block 14 is as follows:
At the inputs of block 14, from the output of the BVB 10, information is received on the value of the indirectly measured disturbing force e _fz , and from the output of the BAB 12, information is provided on the values of the parameters r ₂₁ and q ₂₁ adapted to the current aerodynamic conditions and on the values of the coefficients n ₁ and n ₂ . Based on the information received and generated autonomously, in block 14, equation (10) is implemented. According to the results of solving this equation at the output of block 14, the values of the parameters e _φ and

(the parameter e _{φ is} generated by integrating the parameter

) The output signal of block 14 goes to the input of the first adder 13, to the other input of which the output of the course deviation φ is received from the output of the BOR 9. The first adder 13 generates the difference between the angle φ and the function e _φ that reproduces this angle, which is equal to:
e _φ f + Δe _φ .

Выходной сигнал сумматора 13 поступает на вход БУК 27, на другие входы которого поступают следующие сигналы:
с выхода БУП 14 сигналы e_φ

c выхода БАБ 12 сигналы значения адаптированных к текущим аэродинамическим условиям параметров ρ₃₁, q₃₁, r₃₁ и сигналы значений коэффициентов K₁, K₂;
с выхода БВБ 10 сигнал косвенно измеренного возмущающего момента e_Lφ.The output signal of the adder 13 is input to the BUK 27, the other inputs of which receive the following signals:
from the output of the BUP 14 signals e _φ

c output BAB 12 signals the values of the parameters ρ ₃₁ , q ₃₁ , r ₃₁ adapted to the current aerodynamic conditions and the signals of the values of the coefficients K ₁ , K ₂ ;
output BVB 10 signal indirectly measured disturbing moment e _Lφ .

В БУК 26 формируется второе звено закона управления, которое моделирует дифференциальное уравнение движения объекта управления по курсу (рысканье), имеющее вид, приведенный во втором уравнении (9). С учетом этого уравнения уравнение, которое реализуется блоком 27, представляет собой закон управления по курсу (рысканью) и имеет следующий вид:
ρ₃₁δ (1-ε)e_Lφ+(

+q

+r

)+K(

+K

+K₁Δe_φ), (11) где δ угол отклонения руля курса под действием управляющего сигнала.In BUK 26, the second link of the control law is formed, which models the differential equation of motion of the control object at the heading (yaw), having the form shown in the second equation (9). With this equation in mind, the equation, which is implemented by block 27, is the control law for the course (yaw) and has the following form:
ρ ₃₁ δ (1-ε) e _Lφ + (

+ q

+ r

) + K (

+ K

+ K ₁ Δe _φ ), (11) where δ is the angle of deviation of the rudder under the action of a control signal.

Управляющий сигнал по курсу, выработанный БУК 27, поступает на первый вход второго сумматора 33, на второй вход которого с выхода ФАПБ 26 поступает адаптированный программный сигнал бокового движения. Адаптированный программный сигнал формируется на базе результатов косвенного измерения возмущений БВБ 10 таким образом, чтобы обеспечить нулевое линейное боковое перемещение самолета под действием этих возмущений за счет изменения курсового угла самолета. При этом в качестве численных значений возмущений рассматриваются усредненные значения этих возмущений на предшествующем интервале времени. Программное адаптированное значение отклонения руля δ_пр находится из уравнения (9), если положить линейное боковое отклонение и его производные равным нулю, и имеет вид:
δ_пр=

+

e_fZср+

e_fZср (12) где e_{Lφ ср},e_{fz ср} средние значения возмущений на предшествующем интервале времени, определяются следующими выражениями:
e_Lφср=

e_Lφ(τ)dτ; e_fZср=

e_fZ(τ)dτ (12^l) где Т априорно заданный интервал усреднения.The control signal at the heading developed by the BUK 27 is fed to the first input of the second adder 33, to the second input of which the adapted program signal of lateral movement comes from the output of the FAPB 26. The adapted program signal is generated based on the results of indirect measurement of disturbances of the BVB 10 in such a way as to ensure zero linear lateral movement of the aircraft under the influence of these disturbances due to a change in the course angle of the aircraft. In this case, the averaged values of these disturbances in the previous time interval are considered as numerical values of the perturbations. The software adapted value of the steering deviation δ _pr is found from equation (9), if we put the linear lateral deviation and its derivatives equal to zero, and has the form:
δ _CR =

+

e _fZav +

e _fZav (12) where e _{Lφ av} , e _{fz av the} average values of disturbances in the previous time interval are determined by the following expressions:
e _Lφav =

e _Lφ (τ) dτ; e _fZav =

e _fZ (τ) dτ (12 ^l ) where T is a priori given averaging interval.

Реализация выражений (12) и (12^l) осуществляется ФАПБ 26, при этом в качестве значений коэффициентов r₂₁*, r₃₁*, ρ₃₁* для реализации указанных выражений используются программные значения коэффициентов r₂₁,r₃₁, ρ₃₁, записанные в ФАПБ 26 на основании априорной информации. Введение программного адаптированного сигнала позволяет существенно повысить устойчивость самолета при значительных изменениях внешних возмущений. Выходной сигнал сумматора 33, состоящий из адаптированной и неадаптированной частей, поступает на вход сервопривода 38 курса для непосредственного управления приводом 41 курса. Выходной сигнал сервопривода, пропорциональный величине фактического отклонения руля, поступает на вход БВБ 10 для решения задачи косвенного измерения возмущений.The implementation of expressions (12) and (12 ^l ) is carried out by FAPB 26, while the values of the coefficients r ₂₁ *, r ₃₁ *, ρ ₃₁ * are used to implement the indicated expressions using the programmed values of the coefficients r ₂₁ , r ₃₁ , ρ ₃₁ written in FAPB 26 based on a priori information. The introduction of a software adapted signal can significantly increase the stability of the aircraft with significant changes in external disturbances. The output signal of the adder 33, consisting of adapted and non-adapted parts, is fed to the input of the servo 38 of the course for direct control of the drive 41 of the course. The output signal of the servo, proportional to the actual deviation of the steering wheel, is fed to the input of the BVB 10 to solve the problem of indirect measurement of disturbances.

В нештатном режиме работы на третьем выходе БОР 9 вырабатывается команда, поступающая на входы ФАПБ 26 и БУК 27. При этом выходной сигнал ФАПБ 26 становится равным нулю, а БУК 27 формирует закон стабилизации по курсу, аналогичный закону, используемому в системе-прототипе, в соответствии со следующим уравнением
δ m₁φ+m

+m

где δ отклонение руля курса под действием сигнала стабилизации в нештатном режиме.In abnormal operation mode, the third output of BOR 9 generates a command arriving at the inputs of the FAPB 26 and BUK 27. In this case, the output signal of the FAPB 26 becomes zero, and the BUK 27 forms the stabilization law according to the heading, similar to the law used in the prototype system, according to the following equation
δ m ₁ φ + m

+ m

where δ is the rudder deviation under the influence of the stabilization signal in an emergency mode.

m₁, m₂, m₃ априорнозаписанные в БУК 27 коэффициенты передачи по углу, угловой скорости и угловому ускорению курса.m ₁ , m ₂ , m ₃ the transmission coefficients a priori recorded in BUK 27 in terms of angle, angular velocity and angular acceleration of the course.

Сигнал δ поступает через сумматор 33 на вход сервопривода 38 курса для управления рулевым приводом 41 в нештатном режиме. The signal δ is fed through the adder 33 to the input of the servo 38 course to control the steering gear 41 in an emergency mode.

В результате выполнения авторами математических исследований показано, что изменение координат Z и φ под действием внешней возмущающей силы и момента удовлетворяют уравнениям:
[1+μ₁(t)]

+[n₂+μ₂(t)]

+n₁Z-

r₂₁(t)

= μ₆(t)f_Z(t)

+K

+K₁Δe_φ+μ₃(t)

+μ₄(t)

+μ₅(t)

μ₇(t)L_φ(t) (13) где малые по модулю и медленно изменяющиеся функции времени μ_j(t) (j= 1,2 7)
μ₁(t)

1

,
μ₂(t)

q

,
μ₃(t)

1

,
μ₄(t)

r₃₁- r

,
μ₅(t)

q₃₁-q

,
μ₆(t)

,
μ₇(t)

. где индекс (*) соответствует программным значениям коэффициентов, а отсутствие этого индекса соответствует фактическим значениям этих коэффициентов. Анализ уравнений (13) показывает, что введение предлагаемого закона управления (11) позволяет уменьшить на два порядка воздействие возмущающей силы и возмущающего момента на координаты Δe_φи Z (правые части уравнений (13) умножаются на величины второго порядка малости μ₆(t) и μ₇ (t). В то же время наличие в левой части уравнений (13) параметров μ_i (i 1,2,5) показывает, что при несовпадении программных значений параметров r₂₁, q₂₁, r₃₁*, q₃₁*, ρ₃₁* с их фактическими значениями динамика переходных процессов по координатам Z и Δe_φ будет отличаться от расчетной. Для обеспечения совпадения программных и фактических значений аэродинамических коэффициентов в предлагаемую систему, как отмечалось выше, введен блок 12 адаптации бокового движения, на входы которого с выхода ЗКБ 11 поступают значения коэффициентов n₁, n₂, K₁, K₂, с выхода первого сумматора 12 значение параметров Δe_φ а с выходов БОР 9 значения координат Z и φ и их производных. Авторами разработаны алгоритмы адаптации аэродинамических параметров к внешним условиям, которые реализуются блоком 12. Эти алгоритмы ориентированы на то, что процесс адаптации начинается на участке снижения, когда можно пренебречь влияниям крена на боковое движение самолета, и, следовательно, фактические значения параметров r₂₁, q₂₁, r₃₁, q₃₁, ρ₃₁ можно вычислять исходя из следующих упрощенных формул
ν₁=

ν₂=

ν₃=

ν₄=

ν₅=

μ₁=

(ν₁-1), μ₂=

q

1

, μ₃=

(ν₅-1), (14)
μ₄=

r

1

, μ₅=

q

1

Полагая на интервале оценивали 0 ≅t ≅T
μ_j(t) μ_j ^o const (j 1,2,5) оценки неизвестных параметров

определяются следующими уравнениями:

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{1}}$ ₁(τ)dτ+

φ₁₂(τ)φ₁₁(τ)dτ

φ₁(τ)φ₁₁(τ)dτ

φ₁₁(τ)φ₁₂(τ)dτ+

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{1}}$ ₂(τ)dτ

φ₁(τ)φ₁₂(τ)dt (15)

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{2}}$ ₁(τ)dτ+

φ₂₂(τ)φ₂₁(τ)dτ+

φ₂₃(τ)φ₂₁(τ)dτ

φ₂(τ)φ₂₁(τ)dτ

φ₂₁(τ)φ₂₂(τ)dτ+

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{2}}$ ₂(τ)dτ+

φ₂₃(τ)φ₂₂(τ)dτ

φ₂(τ)φ₂₂(τ)dτ

φ₂₁(τ)φ₂₃(τ)dτ+

φ₂₂(τ)φ₂₃(τ)dτ+

(τ)dτ

φ₂(τ)φ₂₃(τ)dτ где φ₁₁(t)

-e_fZ, φ₁₂(t)

, φ₁(t) (

+n

+n₁Z)-

e_fZ+

φ₂₁(t) (

-e_Lφ), φ₂₂(t)

, φ₂₃(t)

, φ₂(t)
-(

+K

+K₁Δe_φ)+

e_φ
В результате вычисления алгоритмов (15) блоком 12 производится определение оценок

а затем определение по алгоритмам (14) оценок адаптированных к внешним условиям аэродинамических параметров r₂₁,q₂₁,r₃₁,q₃₁, ρ₃₁, которые используются для повышения точности управления боковым движением самолета при его автоматической посадке.As a result of the implementation of the mathematical studies by the authors, it was shown that the change in the coordinates Z and φ under the action of an external disturbing force and moment satisfy the equations:
[1 + μ ₁ (t)]

+ [n ₂ + μ ₂ (t)]

+ n ₁ Z-

r ₂₁ (t)

= μ ₆ (t) f _Z (t)

+ K

+ K ₁ Δe _φ + μ ₃ (t)

+ μ ₄ (t)

+ μ ₅ (t)

μ ₇ (t) L _φ (t) (13) where small in absolute value and slowly varying time functions μ _j (t) (j = 1,2 7)
μ ₁ (t)

1

,
μ ₂ (t)

q

,
μ ₃ (t)

1

,
μ ₄ (t)

r ₃₁ - r

,
μ ₅ (t)

q ₃₁ -q

,
μ ₆ (t)

,
μ ₇ (t)

. where the index (*) corresponds to the program values of the coefficients, and the absence of this index corresponds to the actual values of these coefficients. An analysis of equations (13) shows that the introduction of the proposed control law (11) allows one to reduce by two orders of magnitude the influence of a disturbing force and a disturbing moment on the coordinates Δe _φ and Z (the right-hand sides of equations (13) are multiplied by second-order quantities of smallness μ ₆ (t) and μ ₇ (t) .At the same time, the presence on the left side of equations (13) of the parameters μ _i (i 1,2,5) shows that if the program values of the parameters r ₂₁ , q ₂₁ , r ₃₁ *, q ₃₁ *, ρ ₃₁ * with their actual values, the dynamics of transients in the coordinates Z and Δe _φ will differ from the calculated one. To ensure the coincidence of the program and actual values of the aerodynamic coefficients in the proposed system, as noted above, a lateral movement adaptation unit 12 is introduced, the inputs of which from the ZKB 11 output receive the values of the coefficients n ₁ , n ₂ , K ₁ , K ₂ , from the output of the first adder 12 the value of the parameters Δe _φ а and from the outputs of BOR 9 the values of the coordinates Z and φ and their derivatives.The authors have developed algorithms for adapting aerodynamic parameters to external conditions, which are implemented by block 12. These algorithms are oriented to the fact that Daptation begins at the reduction site, when the influence of the roll on the lateral movement of the aircraft can be neglected, and therefore, the actual values of the parameters r ₂₁ , q ₂₁ , r ₃₁ , q ₃₁ , ρ ₃₁ can be calculated based on the following simplified formulas
ν ₁ =

ν ₂ =

ν ₃ =

ν ₄ =

ν ₅ =

μ ₁ =

(ν ₁ -1), μ ₂ =

q

1

, μ ₃ =

(ν ₅ -1), (14)
μ ₄ =

r

1

, μ ₅ =

q

1

Assuming an interval of 0 ≅t ≅T
μ _j (t) μ _j ^o const (j 1,2,5) estimates of unknown parameters

are defined by the following equations:

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{1}}$ ₁ (τ) dτ +

φ ₁₂ (τ) φ ₁₁ (τ) dτ

φ ₁ (τ) φ ₁₁ (τ) dτ

φ ₁₁ (τ) φ ₁₂ (τ) dτ +

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{1}}$ ₂ (τ) dτ

φ ₁ (τ) φ ₁₂ (τ) dt (15)

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{2}}$ ₁ (τ) dτ +

φ ₂₂ (τ) φ ₂₁ (τ) dτ +

φ ₂₃ (τ) φ ₂₁ (τ) dτ

φ ₂ (τ) φ ₂₁ (τ) dτ

φ ₂₁ (τ) φ ₂₂ (τ) dτ +

φ $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{2}}{\text{2}}$ ₂ (τ) dτ +

φ ₂₃ (τ) φ ₂₂ (τ) dτ

φ ₂ (τ) φ ₂₂ (τ) dτ

φ ₂₁ (τ) φ ₂₃ (τ) dτ +

φ ₂₂ (τ) φ ₂₃ (τ) dτ +

(τ) dτ

φ ₂ (τ) φ ₂₃ (τ) dτ where φ ₁₁ (t)

-e _fZ , φ ₁₂ (t)

, φ ₁ (t) (

+ n

+ n ₁ Z) -

e _fZ +

φ ₂₁ (t) (

-e _Lφ ), φ ₂₂ (t)

, φ ₂₃ (t)

, φ ₂ (t)
- (

+ K

+ K ₁ Δe _φ ) +

e _φ
As a result of the calculation of algorithms (15), block 12 determines the estimates

and then determination by algorithms (14) of estimates of aerodynamic parameters r ₂₁ , q ₂₁ , r ₃₁ , q ₃₁ , ρ ₃₁ adapted to external conditions, which are used to improve the accuracy of controlling the lateral movement of the aircraft during its automatic landing.

Вторым каналом самолетом является канал крена. В предлагаемой системе он заключает в себя блоки БВ Кр 15, ЗККр 16, БАКр 17, ФАПКр 28, БУКр 29, третий сумматор 34, СПКр 39 и РПКр 42. Дополнительные функции в канале крена по отношению к аналогичным блокам бокового движения имеет только БУКр 29, который решает задачу выработки управляющего сигнала по крену при выходе самолета на направление, задаваемое курсовым радиомаяком. При наличии отклонения от этого направления на выходе КПР 4 вырабатывается сигнал рассогласования между заданным направлением полета и линией визирования курсового радиомаяка курсовым радиоприемником 4. The second channel of the aircraft is the roll channel. In the proposed system, it includes BV Kr 15, ZKKr 16, BAKr 17, FAPKr 28, BUKr 29, the third adder 34, SPKr 39 and RPKr 42. Only BUKr 29 has additional functions in the roll channel with respect to similar lateral motion blocks , which solves the problem of generating a control signal for the roll at the exit of the aircraft in the direction specified by the directional radio beacon. If there is a deviation from this direction at the output of the CRC 4, a mismatch signal is generated between the given direction of flight and the line of sight of the directional beacon by the directional radio receiver 4.

Этот сигнал рассогласования через БОР 9 поступает на вход БУКр 29. В БУКр 29 вырабатывается составляющая δ_КрY1 управляющего сигнала δ_КрY, являющаяся функцией от сигнала рассогласования КРП 4, в следующем виде:
δ _КрY1 n χ_n

χ_и

< χ_зад
δ _КpY1 δ_o

χ_и

≥ χ_зад где χ _и сигнал рассогласования на выходе КПР 4 (курсовой угол курсового радиомаяка),
χ _зад заданное допустимое значение сигнала рассогласования;
δ _o максимальное допустимое значение угла поворота руля, крена под действием сигнала рассогласования КПР 4;
n коэффициент пропорциональности.This mismatch signal through BOR 9 is fed to the input BUKr 29. In BUKr 29 is generated component δ _{KrY1 of the} control signal δ _KrY , which is a function of the error signal KRP 4, in the following form:
δ _{Cr Y1} n χ _n

χ _and

<χ _ass
δ _КpY1 δ _o

χ _and

≥ χ _ass where χ _and the error signal at the output of the CRC 4 (course angle of the directional beacon),
χ _butt predetermined permissible value of the error signal;
δ _{o the} maximum allowable value of the angle of rotation of the steering wheel, roll under the influence of the error signal CRC 4;
n coefficient of proportionality.

Сигнал χ _и с выхода КПР 4 через БОР 9 поступает на вход БУКр 29 в штатном режиме (отсутствие команды на третьем выходе БОР 9) только до момента, когда этот сигнал станет равным нулю, после чего управление и стабилизация самолета осуществляется по предлагаемым в изобретении алгоритмам (с момента поступления аэродромной информации). В нештатном режиме сигнал χ_и поступает на вход БУКр 29, аналогично системе-прототипу, практически на протяжении всего участка снижения.The signal χ _and from the output of the CRC 4 through the BOR 9 is fed to the input of the BUKr 29 in the normal mode (there is no command at the third output of the BOR 9) only until this signal becomes zero, after which the aircraft is controlled and stabilized by the algorithms proposed in the invention (since the receipt of aerodrome information). In abnormal mode, the signal χ _and enters the input BUKr 29, similar to the prototype system, almost throughout the entire section of the decline.

До момента поступления аэродpомной информации в штатном режиме работы, а также в нештатном режиме работы (при наличии команды, вырабатываемой на третьем выходе БОР 9) до момента перехода на ручной режим управления в БУКр 29 вырабатывается вторая составляющая управляющего сигнала (сигнал стабилизации) δ _КрY2 в соответствии со следующим алгоритмом:
δ_KpY2= r₁γ+r

+r

где r₁,r₂,r₃ коэффициенты передачи канала крена.Until the aerodrome information arrives in the normal operation mode, as well as in the emergency operation mode (if there is a command generated at the third output of the BOR 9), until the transition to the manual control mode, the second control signal component (stabilization signal) δ _КРY2 in according to the following algorithm:
δ _KpY2 = r ₁ γ + r

+ r

where r ₁ , r ₂ , r ₃ the transmission coefficients of the roll channel.

Сигнал δ _КрY1 суммируется с сигналом δ_КрY2 и суммарный сигнал δ_КрY поступает на выход БУКр 29 до момента перехода на штатный режим работы после получения аэродромной информации. С выхода БУКр 29 через третий сумматор 34 сигнал δ_КрY поступает на вход сервопривода 39. При этом по команде, вырабатываемой в нештатном режиме работы на третьем выходе БРП 9, выходной сигнал ФАПКр 28 становится равным нулю, а, следовательно, равен нулю сигнал на втором входе сумматора 34.The signal δ _{КрY1 is} summed with the signal δ _КрY2 and the total signal δ _{КрY is} supplied to the output БУКр 29 until the transition to normal operation after receiving aerodrome information. From the output BUKr 29 through the third adder 34, the signal δ _{KrY is} fed to the input of the servo drive 39. In this case, according to the command generated in the emergency mode of operation at the third output of the PDU 9, the output signal FAPKr 28 becomes equal to zero, and, therefore, the signal at the second adder input 34.

Вторая составляющая управляющего сигнала по крену (сигнал стабилизации в штатном режиме δ _КрY3 вырабатывается в БУКр 29 для обеспечения невозмущаемого движения по крену после поступления аэродромной информации и имеет вид:
δ_KpY3= K_Kp(

+K

+K_2Kpγ)+

(1-ε_Kp)e_Lγ где К_1Кр,К_2Кр значения коэффициентов канала крена, вырабатываемые ЗККр 16, как функции высоты и скорости полета (аналогично ЗКБ11) и поступающие через БАКр17 в БУКр 29.The second component of the roll control signal (the stabilization signal in the normal mode δ _{CrY3 is} generated in BUKr 29 to ensure unperturbed movement along the roll after receipt of the aerodrome information and has the form:
δ _KpY3 = K _Kp (

+ K

+ K _2Kp γ) +

(1-ε _Kp ) e _Lγ where К _1Кр , К _{2Кр the} values of the roll channel coefficients generated by ZKKr 16 as a function of altitude and speed (similar to ZKB11) and transmitted through BAKr17 to BKr 29.

К_1Кр и ε_Кр соответственно большой коэффициент усиления и малое безразмерное число, выбираемые из условия обеспечения требуемых динамических характеристик по крену по аналогии с каналом управления боковым движением.To _1Kr and _εKr, respectively, a large gain and a small dimensionless number, selected from the conditions for ensuring the required dynamic characteristics along the roll by analogy with the side motion control channel.

e_Lγ выходной сигнал БВКр 14 имеет вид:
e_Lγ=

+q

+ρ_31Kpε_Kp где q_31Кр, ρ_31Кр аэродинамические коэффициенты канала крена, аналогичные коэффициенты q₃₁, ρ₃₁ канала бокового движения.e _Lγ output signal BVKr 14 has the form:
e _Lγ =

+ q

+ ρ _31Kp ε _Kp where q _31Кр , ρ _31Кр aerodynamic coefficients of the roll channel, similar coefficients q ₃₁ , ρ _{31 of} the sideways channel.

Управляющий сигнал δ_КрY3 замещает в штатном режиме на выходе БУКр 29 сигнал δ_КрY. Выходной сигнал БУКр поступает на вход третьего сумматора 34, где он суммируется с сигналом δ _Кр* адаптивной прогpаммы по крену с выхода ФАПКр 28. Суммарный сигнал δ_Кр δ_Кр* + δ_КрY3 с выхода сумматора 34 поступает на вход сервопривода 39 для управления и стабилизации самолета по крену. Назначение и алгоритмы работы остальных блоков канала крена, а также нештатный режим работы канала крена идентичны назначению и алгоритмам работы (в том числе и в нештатном режиме) аналогичных блоков канала бокового движения, если принять в алгоритмах последних линейное перемещение и производные от него равными нулю, т.к. в начале крена имеет место только угловое движение.The control signal δ _CrY3 replaces, in the normal mode, at the output of the BCCH 29 signal δ _CrY . Bukra output signal is input to the third adder 34 where it is summed with the signal * _Cr δ adaptive progpammy roll FAPKr output 28. The sum signal δ _{Cr Cr} δ * + δ _KrY3 output from the adder 34 is input to the actuator 39 for control and stabilization aircraft roll. The purpose and operation algorithms of the remaining blocks of the roll channel, as well as the abnormal operation mode of the roll channel are identical to the purpose and operation algorithms (including in the emergency mode) of similar blocks of the side-movement channel, if linear algorithms and derivatives from it are assumed to be zero, because at the beginning of the roll, only angular movement takes place.

Третьим каналом управления движением (высотой и тангажом) самолета является канал продольного движения, включающий блоки ГРП5, четвертый сумматор 18, пятый сумматор 19, ПБП 20, БВП 21, БУВ 22, БАП 23, шестой сумматор 24, ЗКП 30, БУТ 31, ФАПП 35, седьмой сумматор 36, СПТ 40, РПТ 43. The third channel for controlling the movement (height and pitch) of the aircraft is a longitudinal movement channel, including hydraulic fracturing units 5, the fourth adder 18, the fifth adder 19, PBP 20, BVP 21, BUV 22, BAP 23, the sixth adder 24, ZKP 30, BUT 31, FAPP 35, seventh adder 36, СПТ 40, РПТ 43.

Принципиальным отличием в предлагаемой системе канала управления продольным движением от канала управления боковым движением является наличие в нем программного блока 20, вырабатывающего на первом выходе программу снижения по высоте, а на втором выходе программу снижения по тангажу. The fundamental difference in the proposed system of the longitudinal motion control channel from the lateral movement control channel is the presence of a program unit 20 in it, which generates a height reduction program at the first output and a pitch reduction program at the second output.

Выработка указанных программ производится в виде функциональной зависимости от текущей дальности D самолета от ВПП, сигнал которой с пятого выхода БОР 9 поступает на вход БВП 20. The development of these programs is carried out in the form of a functional dependence on the current range D of the aircraft from the runway, the signal of which from the fifth output of the BOR 9 is fed to the input of the BVP 20.

В частном случае программа снижения по высоте h_пр вырабатывается в соответствии со следующим алгоритмом:
h_пр ρ D₃ D ≥ D₃
h_p ρ D₃e^-ρ1^t h_o D < D₃ где D заданное значение дальности
h_о величина принижения
ρ и ρ₁ масштабный коэффициент и постоянная экспоненты соответственно
В частном случае программа снижения по тангажу вырабатывается в виде ступенчатой функции от текущей дальности до ВПП.In a particular case, the program for reducing the height h _{pr is} developed in accordance with the following algorithm:
h _pr ρ D ₃ D ≥ D ₃
h _p ρ D ₃ e ^-ρ 1 ^t h _o D <D ₃ where D is the specified range value
h _o
ρ and ρ ₁ scale factor and exponential constant, respectively
In the particular case, the pitch reduction program is developed as a step function from the current range to the runway.

В нештатном режиме (по команде с третьего выхода БОР 9) ПБП 20 не вырабатывает программу снижения по тангажу и высоте, т.к. снижение осуществляется по направлению, задаваемому глиссадным радиомаяком. Выработанные ПБП 20 программные сигналы снижения по тангажу и его производным и высоте и ее производным поступают на вторые входы сумматоров 18 и 20 соответственно, на первые входы которых поступают с шестого выхода БОР 9 и пятого выхода БК 7 соответственно сигналы текущих значений высоты и ее производных (выработанные в БОК 8) и тангажа и его производных. В нештатном режиме работы с шестого выхода БОР 9 поступает сигнал высоты и ее производных, выработанный РВ 3. Выработанные на выходах сумматора 18 и 20 разностные сигналы по этим параметрам используются в БВП 21 для решения задачи косвенного измерения возмущений силы и возмущающего момента в канале продольного движения. Назначение остальных боков канала продольного движения совпадает с назначением соответствующих блоков канала бокового движения. Алгоритмы канала управления продольным движением аналогичным приведенным выше алгоритмам канала управления боковым движением, если в алгоритмах последних боковую линейную координату и ее производные Z,

,

и угловую координату по курсу и ее производные φ,

,

заменить на отклонение от программы вертикальной координаты и ее производных h,

,

и на отклонение от программы угловой координаты по тангажу и ее производных соответственно, а также заменить аэродинамические параметры и коэффициенты канала бокового движения самолета на соответствующие аэродинамические параметры и коэффициенты канала продольного движения.In abnormal mode (on command from the third output of BOR 9), PBP 20 does not produce a pitch and height reduction program, as the decrease is carried out in the direction specified by the glidepath beacon. The software signals for decreasing the pitch and its derivatives and the height and its derivatives developed by the BPP 20 are fed to the second inputs of the adders 18 and 20, respectively, the first inputs of which are received from the sixth output of the BOR 9 and the fifth output of the BC 7, respectively, signals of the current values of the height and its derivatives ( worked out in BOC 8) and pitch and its derivatives. In abnormal operation mode, the sixth output of BOR 9 receives a height signal and its derivatives generated by RV 3. The difference signals generated by the outputs of the adder 18 and 20 for these parameters are used in the BVP 21 to solve the problem of indirect measurement of perturbations of force and disturbing moment in the channel of longitudinal motion . The purpose of the remaining sides of the longitudinal motion channel coincides with the purpose of the corresponding blocks of the side motion channel. The algorithms of the longitudinal motion control channel are similar to those of the lateral movement control channel algorithms given above, if in the latter algorithms the lateral linear coordinate and its derivatives Z,

,

and the angular coordinate along the course and its derivatives φ,

,

replace by deviation from the program the vertical coordinate and its derivatives h,

,

and deviation from the program of the angular coordinate in pitch and its derivatives, respectively, and also replace the aerodynamic parameters and the channel side-channel coefficients of the aircraft with the corresponding aerodynamic parameters and the channel longitudinal-channel coefficients.

В нештатном режиме работы в БУТ 31 по команде с третьего выхода БОР 9 вырабатывается закон управления рулем тангажа до момента перехода на ручное управление в частности в соответствии со следующим алгоритмом:
δ_ти= n₁ν+n₄h_иH+n

+n

где η_и сигнал угла места глиссадного радиомаяка, вырабатываемый глиссадным радиоприемником 5 и поступающий через БОР 9 в нештатном режиме на восьмой вход БУТ 31.In abnormal operation in BUT 31, on command from the third output of BOR 9, a pitch steering law is developed until the moment of transition to manual control, in particular, in accordance with the following algorithm:
δ _ty = n ₁ ν + n ₄ h _and H + n

+ n

where η _and the elevation signal of the glide path beacon generated by the glide path radio receiver 5 and received through the BOR 9 in an emergency mode to the eighth input of the BUT 31.

n₁,n₂,n₃,n₄ коэффициенты передачи канала тангажа.n ₁ , n ₂ , n ₃ , n ₄ transmission coefficients of the pitch channel.

Н сигнал высоты полета, вырабатываемый РВ 3 и поступающий в нештатном режиме через БОР 9 и через четвертый сумматор 18 на седьмой вход БУТ 31
Выработанный БУТ 31 сигнал δ_ти через седьмой сумматор 36 поступает на вход СПТ 40 для управления рулем тангажа в нештатном режиме. При этом сигнал, выработанный ФАПП 35, по команде с третьего выхода БОР 9 становится равным нулю.H flight altitude signal generated by RV 3 and received in an emergency mode through BOR 9 and through the fourth adder 18 to the seventh input of BUT 31
Generated by BUT 31, the signal δ _ty through the seventh adder 36 is fed to the input of the SPT 40 to control the pitch steering wheel in an emergency mode. In this case, the signal generated by FAPP 35, on command from the third output of BOR 9 becomes equal to zero.

Четвертым каналом, входящим в предлагаемую систему, является канал управления тягой самолета, включающий блоки 3С25, ВАТ32, и СПАТ 37. The fourth channel included in the proposed system is the aircraft thrust control channel, including blocks 3C25, BAT32, and SPAT 37.

Основное отличие предлагаемого канала (в штатном режиме работы) от аналогичного канала системы-прототипа заключается в дополнительном алгоритме работы вычислителя 32 автомата тяги. The main difference of the proposed channel (in normal operation) from a similar channel of the prototype system is the additional algorithm of the computer 32 traction machine.

При формировании этого алгоритма учтена возможность использования высокоточного сигнала вертикальной скорости, вырабатываемого БК 7, для управления тягой двигателя на участке снижения, что имеет большое значение, например, при попадании самолета в воздушную яму или восходящий воздушный поток. ВАТ 32 вырабатывает дополнительный управляющий сигнал U_д при отклонении величины управляющего сигнала по вертикальной скорости

от диапазона допускаемых значений в соответствии со следующим алгоритмом:
U_д= 0 при

U_д= m_g(

-h_доп.max) при

>

U -m_g(

-

) при

<

где

допускаемое максимальное значение вертикальной скорости.In the formation of this algorithm, the possibility of using the high-precision vertical-speed signal generated by the BC 7 to control engine thrust in the reduction section, which is of great importance, for example, when an aircraft enters an air hole or an upward air flow, has been taken into account. BAT 32 generates an additional control signal U _d when the value of the control signal deviates from the vertical speed

from the range of acceptable values in accordance with the following algorithm:
U _d = 0 for

U _d = m _g (

-h _extra.max ) with

>

U -m _g (

-

) at

<

Where

permissible maximum value of vertical speed.

допускаемое минимальное значение вертикальной скорости.

permissible minimum value of vertical speed.

m_g коэффициент пропорциональности
Выражение для основного управляющего сигнала U_о, вырабатываемого ВАТ 32 имеет следующий вид:
U_o m_o(V-V_3с), где V значение абсолютной скорости, вырабатываемое БК 7
V_3с программное значение скорости, вырабатываемое 3С 25
m_o коэффициент пропорциональности
Сигнал Uо через управляемый переключатель, входящий в состав ВАТ 32, поступает на выход ВАТ 32. При отклонении величины вертикальной скорости от допускаемых пределов (

≥

или

≅

) в ВАТ 32 срабатывает пороговое устройство, подающее команду на управляемый переключатель. При этом переключатель снимает с выхода сигнал U_о и подключает к выходу сигнал U_д.m _g proportionality coefficient
The expression for the main control signal U _о generated by BAT 32 has the following form:
U _o m _o (VV _3с ), where V is the absolute speed value produced by BC 7
V _3s software speed value generated by 3C 25
m _o proportionality coefficient
The signal Uo through a controlled switch, which is part of the BAT 32, is fed to the output of the BAT 32. If the vertical speed deviates from the permissible limits (

≥

or

≅

) In BAT 32, a threshold device is triggered, giving a command to the controlled switch. In this case, the switch removes the signal U _о from the output and connects the signal U _d to the output.

В нештатном режиме работы по команде, вырабатываемой на третьем выходе БОР 9, ВАТ 32 реализует управление тягой двигателя только по сигналу U_о аналогично системе-прототипу.In abnormal mode of operation on a command generated at the third output of BOR 9, BAT 32 implements control of engine thrust only by signal U _about similarly to the prototype system.

Таким образом, предлагаемая система автоматической посадки обеспечивает решение поставленной задачи повышения точности выработки навигационных параметров самолета и улучшения его динамических характеристик, что, в свою очередь, позволяет снизить требования к уровню видимости и величине внешних возмущений, действующих на самолет при его посадке на аэродром. Thus, the proposed automatic landing system provides a solution to the problem of increasing the accuracy of generating the aircraft's navigation parameters and improving its dynamic characteristics, which, in turn, reduces the requirements for the level of visibility and the magnitude of the external disturbances acting on the aircraft during its landing at the airfield.

Предлагаемое новое техническое решение системы автоматической посадки успешно прошло этап математического моделирования. The proposed new technical solution for the automatic landing system has successfully passed the stage of mathematical modeling.

Claims (1)

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОСАДКОЙ САМОЛЕТА, содержащая радиовысотомер, курсовой радиоприемник, глиссадный радиоприемник, сервоприводы каналов курса, крена и тангажа, механически связанные с соответствующими рулевыми приводами, а также последовательно соединенные задатчик скорости и вычислитель автомата тяги, выход которого соединен с сервоприводом автомата тяги, отличающаяся тем, что в нее введены инерциальная навигационная система, приемник спутниковой навигационной системы, блок комплексирования, приемник аэродромной информации, блок определения режима посадки, блок выработки относительных координат, блоки косвенного измерения возмущений бокового движения, крена и продольного движения, блоки адаптации бокового движения, крена и продольного движения, формирователи адаптивной программы бокового движения, крена и продольного движения, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой сумматоры, последовательно соединнные блок управления боковым перемещением и блок управления курсом, блок управления креном, программный блок продольного движения, последовательно соединенные блок управления высотой и блок управления тангажом, при этом первый и второй выходы блока комплексирования соединены соответственно с выходами приемника спутниковой навигационной системы и инерциальной навигационной системы, первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы приемника спутниковой навигационной системы соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами блока комплексирования, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены также соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым входами блока выработки относительных координат, пятый вход которого соединен с выходом приемника аэродромной информации, выход блока выработки относительных координат соединен с первым входом блока определения режима посадки, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами курсового и глиссадного радиоприемников, а четвертый вход которого соединен с выходом радиовысотомера, третий выход блока комплексирования соединен с первыми входами задатчиков коэффициентов бокового движения, крена и продольного движения, пятый выход блока комплексирования соединен с первым входом пятого сумматора, его шестой выход с первым входом блока косвенного измерения возмущения крена, третьим входом блока адаптации крена и четвертым входом блока управления креном, его седьмой выход с вторыми входами задатчиков коэффициентов бокового движения, крена и продольного движения и с вторым входом вычислителя автомата тяги, первый выход блока определения режима посадки соединен с пятым входом блока управления курсом, седьмым входом блока адаптации бокового движения и первыми входами первого сумматора и блока косвенного измерения возмущений бокового движения, второй вход которого соединен с первым входом блока управления боковым перемещением, вторым выходом блока определения режима посадки и шестым входом блока адаптации бокового движения, третий выход блока определения режима посадки соединен с вторыми входами программного блока продольного движения и формирователя адаптивной программы по крену, с третьими входами формирователей адаптивной программы бокового движения и продольного движения, четвертым входом вычислителя автомата тяги, шестым входом блока управления курсом и пятыми входами блока управления креном и блока управления тангажом, четвертый выход блока определения режима посадки соединен с первым входом блока управления креном, пятый выход блока определения режима посадки соединен с первым входом программного блока продольного движения, шестой выход блока определения режима посадки соединен с первым входом четвертого сумматора, седьмой выход блока определения режима посадки соединен с восьмым входом блока управления тангажом, первый выход блока косвенного измерения взмущений бокового движения соединен с первым входом формирователя адаптивной программы бокового движения, с третьими входами блока адаптации бокового движения и блока управления боковым перемещением, а второй его выход соединен с вторым входом формирователя адаптивной программы бокового движения, четвертым входом блока адаптации бокового движения и третьим входом блока управления курсом, третий и четвертый входы блока косвенного измерения возмущений бокового движения соединены соответственно с первым и вторым выходами блока адаптации бокового движения, а пятый его вход соединен с выходом сервопривода курса, первый и второй выходы задатчика коэффициентов бокового движения соединены соответственно с первым и вторым входами блока адаптации бокового движения, первый и второй выходы которого соединены соответственно с вторым входом блока управления боковым перемещением и четвертым входом блока управления курсом, выход блока управления боковым перемещением соединен с вторым входом первого сумматора, второй вход блока управления курсом соединен с выходом первого сумматора и пятым входом блока адаптации бокового движения, а его выход соединен с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом формирователя адаптивной программы бокового движения, а его выход соединен с входом сервопривода курса, выход задатчика коэффициентов крена соединен с первым входом адаптации крена, выход которого соединен с вторыми входами блока управления креном и блока косвенного измерения возмущения крена, третий вход которого соединен с выходом сервопривода крена, а выход соединен с первым входом формирователя адаптивной программы крена, с вторым входом блока адаптации крена и третьим входом блока управления креном, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, второй вход которого соединен с выходом формирователя адаптивной программы крена, а выход которого соединен с входом сервопривода крена, первый и второй выходы программного блока продольного движения соединены соответственно с вторыми входами четвертого и пятого сумматоров, выход четвертого сумматора соединен с первыми входами блока косвенного измерения возмущений продольного движения и блока управления высотой, шестым входом блока адаптации продольного движения, третьим входом вычислителя автомата тяги и седьмым входом управления тангажом, выход пятого сумматора соединен с шестым входом блока управления тангажом, первым входом шестого сумматора, вторым входом блока косвенного измерения возмущений продольного движения и седьмым входом блока адаптации продольного движения, выход сервопривода тангажа соединен с пытым входом блока косвенного измерения возмущений продольного движения, третий и четвертый входы которого соединены соответственно с вторыми входами блока управления высотой и блока управления тангажом, а также соединены соответственно с первым и вторым выходами блока адаптации продольного движения, а его первый и второй выходы соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя адаптивной программы продольного движения, а также с первым и вторым входами блока адаптации продольного движения, а также соединены соответственно с третьими входами блока управления высотой и блока управления тангажом, третий вход блока адаптации продольного движения соединен с выходом шестого сумматора и четвертым входом блока управления тангажом, выход которого соединен с первым входом седьмого сумматора, второй вход которого соединен с выходом формирователя адаптивной программы продольного движения, выход седьмого сумматора соединен с входом сервопривода тангажа, второй вход шестого сумматора соединен с выходом блока управления высотой, а первый и второй выходы задатчика коэффициентов продольного движения соединены соответственно с четвертым и пятым входами блока адаптации продольного движения. AIRCRAFT LANDING CONTROL SYSTEM, comprising a radio altimeter, a directional radio receiver, a glide path radio receiver, servo channels of the heading, roll and pitch channels mechanically connected to the corresponding steering drives, as well as serially connected speed adjuster and a traction machine calculator, the output of which is connected to the traction machine, the output of which is connected to the traction machine the fact that an inertial navigation system, a satellite navigation system receiver, an integration unit, an aerodrome receiver are introduced therein information, landing mode determination unit, relative coordinate generation unit, indirect measurement units for lateral movement, roll and longitudinal movement, lateral movement, roll and longitudinal movement adaptation units, adaptive lateral movement, roll and longitudinal movement shapers, first, second, third , fourth, fifth, sixth and seventh adders connected in series to the lateral displacement control unit and the heading control unit, the roll control unit, the program unit for longitudinal movement in series connected to the height control unit and pitch control unit, while the first and second outputs of the complexing unit are connected respectively to the outputs of the satellite navigation system receiver and inertial navigation system, the first, second, third, fourth, fifth and sixth inputs of the satellite navigation system receiver are connected respectively, with the first, second, third, fourth, fifth and sixth outputs of the aggregation unit, the first, second, third and fourth outputs of which are also connected to accordingly, with the first, second, third and fourth inputs of the relative coordinate generation unit, the fifth input of which is connected to the output of the aerodrome information receiver, the output of the relative coordinate generation unit is connected to the first input of the landing mode determination unit, the second and third inputs of which are connected respectively to the course and glide path radio receivers, and the fourth input of which is connected to the output of the radio altimeter, the third output of the complexing unit is connected to the first inputs of the setpoint coefficients shackling, roll and longitudinal movement, the fifth output of the aggregation unit is connected to the first input of the fifth adder, its sixth output is from the first input of the indirect roll disturbance measurement unit, the third input of the roll adaptation unit and the fourth input of the roll control unit, its seventh output with the second inputs of the adjusters the coefficients of lateral movement, roll and longitudinal movement and with the second input of the traction machine calculator, the first output of the landing mode determination unit is connected to the fifth input of the course control unit, seventh m the input of the lateral movement adaptation unit and the first inputs of the first adder and the indirect measurement of lateral motion disturbances, the second input of which is connected to the first input of the lateral movement control unit, the second output of the landing mode determination unit and the sixth input of the lateral movement adaptation unit, the third output of the mode determination unit landing is connected to the second inputs of the program block of longitudinal movement and the shaper of the adaptive program along the roll, with the third inputs of the shapers of adaptive programs lateral movement and longitudinal movement, the fourth input of the traction machine calculator, the sixth input of the heading control unit and the fifth inputs of the roll control unit and the pitch control unit, the fourth output of the landing mode determination unit is connected to the first input of the roll control unit, the fifth output of the landing mode determination unit is connected to the first input of the longitudinal block software, the sixth output of the landing mode determination unit is connected to the first input of the fourth adder, the seventh output of the mode determination unit precipitation is connected to the eighth input of the pitch control unit, the first output of the lateral perturbation indirect measurement unit is connected to the first input of the adaptive lateral movement driver, to the third inputs of the lateral movement adaptation unit and the lateral movement control unit, and its second output is connected to the second input of the adaptive lateral movement programs, the fourth input of the lateral movement adaptation unit and the third input of the heading control unit, the third and fourth inputs of the indirect unit of measurements of lateral motion disturbances are connected respectively to the first and second outputs of the lateral movement adaptation unit, and its fifth input is connected to the head servo output, the first and second outputs of the lateral movement coefficient adjuster are connected respectively to the first and second inputs of the lateral movement adaptation unit, the first and second outputs which are connected respectively to the second input of the lateral movement control unit and the fourth input of the course control unit, the output of the lateral movement control unit is connected to the second input of the first adder, the second input of the heading control unit is connected to the output of the first adder and the fifth input of the lateral movement adaptation unit, and its output is connected to the first input of the second adder, the second input of which is connected to the output of the adaptive lateral movement driver, and its output connected to the input of the course servo, the output of the roll factor setter is connected to the first roll adaptation input, the output of which is connected to the second inputs of the roll control unit and the indirect measurement unit the roll, the third input of which is connected to the output of the roll servo drive, and the output is connected to the first input of the adaptive roll program former, with the second input of the roll adaptation unit and the third input of the roll control unit, the output of which is connected to the first input of the third adder, the second input of which is connected to the output of the adaptive roll program former, and the output of which is connected to the input of the roll servo, the first and second outputs of the program block of longitudinal motion are connected respectively to the second inputs of the quad o and the fifth adder, the output of the fourth adder is connected to the first inputs of the indirect motion perturbation measurement unit and the height control unit, the sixth input of the longitudinal movement adaptation unit, the third input of the traction machine calculator and the seventh pitch control input, the fifth adder output is connected to the sixth input of the control unit pitch, the first input of the sixth adder, the second input of the unit for indirect measurement of perturbations of longitudinal movement and the seventh input of the unit for adaptation of longitudinal movement, output the pitch servomotor is connected to the fifth input of the longitudinal motion disturbance indirect measuring unit, the third and fourth inputs of which are connected respectively to the second inputs of the height control unit and the pitch control unit, and are also connected respectively to the first and second outputs of the longitudinal movement adaptation unit, and its first and second the outputs are connected respectively with the first and second inputs of the shaper of the adaptive program of longitudinal movement, as well as with the first and second inputs of the adaptation block of longitudinal movement are connected to the third inputs of the height control unit and the pitch control unit, the third input of the longitudinal movement adaptation unit is connected to the output of the sixth adder and the fourth input of the pitch control unit, the output of which is connected to the first input of the seventh adder, the second input of which is connected to the output shaper of the adaptive program of longitudinal movement, the output of the seventh adder is connected to the input of the pitch servo, the second input of the sixth adder is connected to the output of the height control unit oh, and the first and second outputs of the longitudinal movement coefficient adjuster are connected respectively to the fourth and fifth inputs of the longitudinal movement adaptation unit.

Images