RU2063906C1 - Device for formation of aircraft g-load control signal at automatic approach - Google Patents

Device for formation of aircraft g-load control signal at automatic approach Download PDF

Info

Publication number
RU2063906C1
RU2063906C1 SU5034529A RU2063906C1 RU 2063906 C1 RU2063906 C1 RU 2063906C1 SU 5034529 A SU5034529 A SU 5034529A RU 2063906 C1 RU2063906 C1 RU 2063906C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
adder
aircraft
integrator
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Е.Н. Кисин
Е.Д. Клюев
Е.М. Мерлинский
В.А. Можаров
В.Л. Похваленский
Г.М. Синевич
М.М. Якубович
Original Assignee
Институт машиноведения им.А.А.Благонравова РАН
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Институт машиноведения им.А.А.Благонравова РАН filed Critical Институт машиноведения им.А.А.Благонравова РАН
Priority to SU5034529 priority Critical patent/RU2063906C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2063906C1 publication Critical patent/RU2063906C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft automatic control at automatic approach by signals of ground radio beacon landing systems. SUBSTANCE: device has glide-slope deviation sensor, vertical velocity sensor, adders, filters, integrators, switch and landing cut-in unit. Stabilization of dynamic characteristics is ensure through introducing compensating communication by rate of glide-slope deviation taking into account change in glide-path steepness coefficient. EFFECT: enhanced dynamic accuracy of aircraft stabilization at glide path during automatic approach. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области автоматического управления при заходе на посадку в автоматическом режиме по сигналам наземных посадочных радиомаячных систем, а именно к устройствам формирования сигнала управления перегрузкой при автоматическом заходе на посадку /АЗП/ в продольной плоскости. The invention relates to the field of automatic control during approach in automatic mode based on signals from ground-based landing beacon systems, and in particular, to devices for generating an overload control signal during automatic approach / automatic landing gear / in the longitudinal plane.

Известно устройство, в котором сигнал управления перегрузкой самолета при АЗП формируется в виде суммы сигналов отклонения и скорости отклонения самолета от глиссады снижения, взятых с весовыми коэффициентами /передаточными числами/ см. Михалев И.А. Окоемов Б.Н. Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М. Машиностроение, 1975, рис. 2.23,а. A device is known in which the control signal for the aircraft overload during the emergency checkpoint is formed as the sum of the signals of the deviation and the speed of the aircraft deviation from the glide path, taken with weight ratios / gear ratios / see Mikhalev I.A. Okoemov B.N. Chikulaev M.S. Automatic landing systems. M. Engineering, 1975, Fig. 2.23, a.

К причинам, препятствующим достижению требуемого технического результата при использовании известного устройства, относится то, что в известном устройстве не предусмотрено использование интегрирующего звена для создания астатизма в системе АЗП. The reasons that impede the achievement of the required technical result when using the known device include the fact that the known device does not provide for the use of an integrating link to create astatism in the AZP system.

Известно устройство для формирования сигнала управления самолета на глиссаде, содержащее интегрирующее звено, см. С.Л. Белогородский "Автоматизация управления посадкой самолета". М. Транспорт, 1972, рис. 3.64, с. 164. A device for generating a control signal of an airplane on a glide path, comprising an integrating unit, see S.L. Belogorodsky "Automation of aircraft landing control." M. Transport, 1972, Fig. 3.64, p. 164.

К причинам, препятствующим достижению требуемого технического результата при использовании известного устройства, относится то, что в известном устройстве не предусмотрено использование сигнала с датчика скорости отклонения самолета от глиссады снижения. The reasons that impede the achievement of the required technical result when using the known device include the fact that the known device does not provide for the use of a signal from the speed sensor of the aircraft deviation from the glide path.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному объекту по совокупности признаков является устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, содержащее первый датчик отклонения самолета от глиссады, первый сумматор, второй сумматор, выход которого является выходом устройства, первый интегратор, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, ключ, посредством которого выход первого сумматора соединен с третьим входом второго сумматора и блок включения режима посадки, вход которого соединен с выходом первого датчика, а выход с управляющим входом ключа и с третьим входом первого интегратора, см. С.Л. Белогородский "Автоматизация управления посадкой самолета", М. Транспорт, 1972, рис. 3.70, стр. 177. К причинам, препятствующим достижению требуемого технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится то, что в известном устройстве наличие интегратора в цепи формирования сигнала управления самолетом с указанными связями хотя и является эффективном средством устранения статических ошибок стабилизации самолета на глиссаде, но и одновременно с этим служит источником существенного ухудшения динамических характеристик управления увеличиваются перерегулирование и длительность переходных процессов при движении самолета относительно глиссады. Отсутствие же компенсационной связи по отношению к выходному сигналу интегратора не дает возможности стабилизировать динамические характеристики при изменении крутизны глиссады. The closest device of the same purpose to the claimed object according to the totality of features is a device for generating an aircraft overload control signal during an automatic approach, containing the first aircraft deviation sensor from the glide path, the first adder, the second adder, the output of which is the device output, the first integrator, the output which is connected to the first input of the second adder, a key by which the output of the first adder is connected to the third input of the second adder and the power unit landing mode, the input of which is connected to the output of the first sensor, and the output with the control input of the key and with the third input of the first integrator, see S.L. Belogorodsky "Automation of aircraft landing control", M. Transport, 1972, Fig. 3.70, p. 177. The reasons that impede the achievement of the required technical result when using the known device adopted for the prototype include the fact that in the known device, the presence of an integrator in the circuit for generating an airplane control signal with the indicated connections is an effective means of eliminating static stabilization errors aircraft on a glide path, but at the same time it serves as a source of a significant deterioration in the dynamic characteristics of control; overshoot and duration increase transients during the movement of the aircraft relative to the glide path. The absence of a compensatory connection with respect to the output signal of the integrator does not make it possible to stabilize the dynamic characteristics when changing the slope of the glide path.

Сущность изобретения заключается в следующем. The invention consists in the following.

Известно /С.Л.Белогородский. Автоматизация управления посадкой самолета. М. Транспорт, 1972, с. 169-170/, что стабильность крутизны глиссадной зоны обусловливается стабильностью параметров радиотехнических средств посадки и существенным образом влияет на динамику управления. В существующих радиотехнических средствах посадки минимальные крутизны глиссадной зоны Siξmin могут отличаться от максимальных Siξmax в 5-6 раз. Крутизна глиссадной зоны может характеризоваться коэффициентом Kг, учитывающим отличие фактической крутизны сигнала посадочной радиотехнической системы от расчетной. Значительные изменения коэффициента Kг приводят к серьезному ухудшению динамики процессов управления самолетом при АЗП.It is known / S.L. Belogorodsky. Automation of aircraft landing control. M. Transport, 1972, p. 169-170 /, that the stability of the steepness of the glide path is determined by the stability of the parameters of the radio-electronic landing equipment and significantly affects the control dynamics. In existing radio engineering landing facilities, the minimum steepness of the glide path zone Siξ min may differ from the maximum Siξ max by 5-6 times. The steepness of the glide path can be characterized by a coefficient of K g , taking into account the difference in the actual steepness of the signal landing radio engineering system from the calculated. Significant changes in the coefficient of K g lead to a serious deterioration in the dynamics of the processes of control of the aircraft during the AZP.

Из вышеуказанного следует желательность повышения динамической точности процессов стабилизации самолета на глиссаде при АЗП при изменении коэффициента крутизны глиссады Kг.From the above it follows the desirability of increasing the dynamic accuracy of the processes of stabilization of the aircraft on the glide path at the AZP when changing the slope coefficient of the glide path K g

На фиг. 1 изображено устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, а на фиг.2 - результаты цифрового моделирования заявляемого устройства и прототипа при разбросе коэффициента крутизны глиссады Kг в пределах Kг 0,5 ≈ 15.In FIG. 1 shows a device for generating an aircraft overload control signal during an automatic approach, and FIG. 2 shows the results of digital modeling of the inventive device and prototype when scattering the slope coefficient of the glide path K g within K g 0.5 ≈ 15.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения с получением вышеуказанного технического результата, заключаются в следующем. Устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, представленное на фиг. 1, содержит датчики 1 и 2 отклонения самолета от глиссады и вертикальной скорости самолета соответственно, сумматоры 3, 4, 5, 6, 7 и 8, интеграторы 9 и 10, фильтры 11 и 12, блок 13 включения режима посадки, ключ 14. Выход датчика 1 подключен к первому входу сумматора 4 и ко входу блока 13 включения режима посадки, выход датчика 2 к первому входу сумматора 3, к первому входу сумматора 6 и к первому входу интегратора 10, предназначенному для установки начальных условий, выход сумматора 3 ко входу интегратора 9, выход интегратора 9 ко второму входу сумматора 4 и к первому входу сумматора 5, выход сумматора 4 подключен ко входу фильтра 11 и ко второму входу сумматора 3, выход фильтра 11 ко второму входу сумматора 5 и ко второму входу сумматора 6, выход сумматора 5 к первому входу сумматора 7, выход сумматора 7 через замыкающие контакты ключа 14 к третьему входу сумматора 8 и ко входу фильтра 12, выход которого соединен со вторым входом интегратора 10, выход сумматора 6 ко второму входу сумматора 7 и ко второму входу сумматора 8, выход интегратора 10 к первому входу сумматора 8. Выход блока 13 включения режима посадки подключен к управляющему входу ключа 14 и к третьему входу интегратора 10, управляющему режимом работы интегратора (запись начальных условий по первому входу или интегрирование сигнала, поступающего на второй вход). Information confirming the possibility of carrying out the invention to obtain the above technical result are as follows. The device for generating an aircraft overload control signal during an automatic approach shown in FIG. 1, contains sensors 1 and 2 of the deviation of the aircraft from the glide path and the vertical speed of the aircraft, respectively, adders 3, 4, 5, 6, 7 and 8, integrators 9 and 10, filters 11 and 12, block 13 enable landing mode, key 14. Exit sensor 1 is connected to the first input of the adder 4 and to the input of the landing mode enable unit 13, the output of the sensor 2 to the first input of the adder 3, to the first input of the adder 6 and to the first input of the integrator 10, designed to set the initial conditions, the output of the adder 3 to the input of the integrator 9, the output of the integrator 9 to the second input of the adder 4 and to the first the input of adder 5, the output of adder 4 is connected to the input of filter 11 and to the second input of adder 3, the output of filter 11 to the second input of adder 5 and to the second input of adder 6, the output of adder 5 to the first input of adder 7, the output of adder 7 through make contacts the key 14 to the third input of the adder 8 and to the input of the filter 12, the output of which is connected to the second input of the integrator 10, the output of the adder 6 to the second input of the adder 7 and the second input of the adder 8, the output of the integrator 10 to the first input of the adder 8. The output of the block 13 landing mode It is connected to the control input of the key 14 and to the third input of the integrator 10, which controls the mode of operation of the integrator (recording the initial conditions for the first input or integrating the signal supplied to the second input).

Датчики 1 и 2 входят в состав штатного навигационно-пилотажного оборудования самолета датчик 1 является бортовым приемником посадочной радиотехнической системы, а датчик 2 является частью СВС (системы воздушных сигналов). Sensors 1 and 2 are part of the standard navigation and flight equipment of the aircraft, sensor 1 is an on-board receiver of the landing radio engineering system, and sensor 2 is part of the SHS (air signal system).

Ключ 14 реализован на стандартной микросхеме КР590 КН4 (см. Якубовский С. В. Барханов Н.А. Ниссельсон ЛИ и др. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы. Справочное пособие. М. Радио и связь, 1985, 432 с. рис. 6.10 в, с. 375): вывод 10 микросхемы является управляющим входом ключа 14, выводы 3 и 4 служат сигнальным входом и выходом ключа. Key 14 is implemented on a standard KR590 KN4 microcircuit (see Yakubovsky S. V. Barkhanov N. A. Nisselson LI et al. Analog and Digital Integrated Circuits. Reference Guide. M. Radio and Communications, 1985, 432 p. Fig. 6.10 c , p. 375): pin 10 of the microcircuit is the control input of the key 14, pins 3 and 4 serve as a signal input and output of the key.

Блок 13 включения режима посадки выполнен на стандартных микросхемах 521 СА2 (см. Нестеренко Б. К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с. рис. 60а, с. 78) (компаратор напряжения) и КР590 КН4 (коммутатор сигналов). Вывод 7 микросхемы 521 СА2, являющийся выходом блока включения режима посадки, соединен с выводом 15 микросхемы КР590 КН4, к выводу 6 которой подключен источник питания + 12В, а к выводу 5 резистор, другой вывод которого соединен с выводом 3 микросхемы 521 СА2. Блок 13 включения режима посадки формирует на своем выходе сигнал низкого уровня в момент захвата глиссады (когда сигнал на выходе измерителя 1 становится положительным) и удерживает этот сигнал далее в течение всего времени захода самолета на посадку. При появлении на входе компаратора положительного сигнала с выхода датчика 1 (в момент захвата глиссады) компаратор срабатывает. Сигнал низкого уровня, появляющийся на выводе 7 микросхемы 521 СА2, замыкает контакты ключа (выводы 6 и 5 микросхемы КР590 КН4), подавая напряжение + 12 В через резистор на вывод 3 микросхемы 521 СА2 и блокируя ее в этом сработанном состоянии на все последующее время выполнения режима АЗП. Block 13 for switching on the landing mode is performed on standard 521 CA2 microcircuits (see B. Nesterenko Integrated Operational Amplifiers. Application Guide. M. Energoizdat, 1982, 128 pp. Fig. 60a, p. 78) (voltage comparator) and KR590 KN4 (signal switch). Pin 7 of the 521 CA2 chip, which is the output of the landing mode enable block, is connected to pin 15 of the KR590 KN4 chip, to pin 6 of which a + 12V power supply is connected, and pin 5 to the resistor, the other pin of which is connected to pin 3 of the 521 CA2 chip. The landing mode enable block 13 generates a low level signal at its output at the moment of glide path capture (when the signal at the output of meter 1 becomes positive) and holds this signal further for the entire time the aircraft approaches. When a positive signal appears at the input of the comparator from the output of sensor 1 (at the moment of glide path capture), the comparator is activated. The low-level signal that appears on pin 7 of the 521 CA2 chip closes the key contacts (pins 6 and 5 of the KR590 KH4 chip), supplying + 12 V through a resistor to pin 3 of the 521 CA2 chip and blocking it in this triggered state for the entire subsequent execution time AZP mode.

Сумматоры 3, 4, 5, 6, 7 и 8 выполнены на ОУ типа 14ОУД6 по стандартной схеме многоходового сумматора (см. Нестеренко Б.К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с. рис. 26.а, с. 39). Adders 3, 4, 5, 6, 7, and 8 are made on an op amp of type 14OUD6 according to the standard multipass adder circuit (see Nesterenko B.K. Integrated operational amplifiers. Reference manual for application. M. Energoizdat, 1982, 128 p. Fig. 26.a, p. 39).

Фильтр 11 представляет собой апериодическое звено с постоянной времени 0,3 0,5 с, конкретное значение которой зависит от частоты фильтруемых помех. Фильтр 11 реализуется по стандартной схеме на ОУ 14ОУД6 с резистивно-емкостной обратной связью и с резистором на входе (см. Витенберг И.М. Основные технические и эксплуатационные характеристики аналоговых вычислительных машин. М. Машиностроение, 1972, 304 с. табл.1, схема 1, с. 20). The filter 11 is an aperiodic unit with a time constant of 0.3 0.5 s, the specific value of which depends on the frequency of the filtered noise. Filter 11 is implemented according to the standard scheme on OA 14OUD6 with resistive-capacitive feedback and with a resistor at the input (see I. Vitenberg. Main technical and operational characteristics of analog computers. M. Mechanical Engineering, 1972, 304, p. 1, Scheme 1, p. 20).

Реализация фильтра 12 определяется выбором его характеристик. Передаточная функция фильтра выбирается из условия
Wф2(p) W1(p)•W2(p),
где Wф2(p) передаточная функция фильтра 12;
W1(p) передаточная функция самолета с подсистемой управления перегрузкой;
W2(p) передаточная функция датчика 2 вертикальной скорости самолета.The implementation of the filter 12 is determined by the choice of its characteristics. The transfer function of the filter is selected from the condition
W f2 (p) W 1 (p) • W 2 (p),
where W f2 (p) the transfer function of the filter 12;
W 1 (p) aircraft transfer function with overload control subsystem;
W 2 (p) transfer function of the aircraft vertical speed sensor 2.

На практике допускается аппроксимация произведения передаточных функций W1(p)•W2(p) упрощенным динамическим звеном, реакция которого на ступенчатое воздействие совпадает с доминирующей составляющей в выходном сигнале последовательно соединенных звеньев с передаточными функциями W1(p) и W2(p) при аналогичном воздействии на входе. В качестве такого упрощенного динамического звена можно принять, в частности, апериодическое звено с постоянной времени 0,8 1,5 с. Фильтр 12 в этом случае реализуется по стандартной схеме на ОУ 14ОУД6 с резистивно-емкостной обратной связью и с резистором на входе (см. Нестеренко Б.К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с. табл. 1, схема N1, с. 20).In practice, it is possible to approximate the product of the transfer functions W 1 (p) • W 2 (p) by a simplified dynamic link whose response to the step action coincides with the dominant component in the output signal of the series-connected links with the transfer functions W 1 (p) and W 2 (p ) with a similar input effect. As such a simplified dynamic link, one can take, in particular, an aperiodic link with a time constant of 0.8 to 1.5 s. Filter 12 in this case is implemented according to the standard scheme on OA 14OUD6 with resistive-capacitive feedback and with a resistor at the input (see Nesterenko B.K. Integrated operational amplifiers. Reference manual for application. M. Energoizdat, 1982, 128 pp. Table . 1, scheme N1, p. 20).

Интегратор 9 реализован по стандартной схеме (Тетельбаум И.М. Шнейдер Ю. Р. 400 схем для АВМ. М. Энергия, 1978, 248 с. рис. 1.1а, с. 24). Integrator 9 is implemented according to the standard scheme (Tetelbaum I.M. Shneider Yu.R. 400 schemes for AVM. M. Energia, 1978, 248 p. Fig. 1.1a, p. 24).

Интегратор 10 также реализован по стандартной схеме (см. Тетельбаум И.М. Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. М. Энергия, 1978, 248 с. рис. 1.1в, с. 24). Integrator 10 is also implemented according to the standard scheme (see Tetelbaum I.M. Schneider Yu.R. 400 schemes for AVM. M. Energia, 1978, 248 p. Fig. 1.1c, p. 24).

Резистор 2 служит первым входом интегратора и предназначен для установки начальных условий (данный вход подключают к выходу датчика 2), резистор r1 является вторым (сигнальным) входом, к которому подключают выход фильтра 12. Коммутации в схеме интегратора осуществляются микросхемой КР59ОКН4 (см. Якубовский С. В. Баркашов Н.А. Ниссельсон Л.И. и др. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы: Справочное пособие. М. Радио и связь, 1985, 432 с. рис. 6.106, с. 375): выводы 10, 15 соединены и являются третьим управляющим входом интегратора, подключенным к выходу блока 13 включения режима посадки; выводы 4, 16 соединены и подключены ко входу ОУ типа 14ОУД6 (см. Нестеренко Б. К. Интегральные операционные усилители. Справочное пособие по применению. М. Энергоиздат, 1982, 128 с.); вывод 1 соединен с общей точкой резисторов r1 и r2; вывод 3 соединен с резистором R11; выводы 9 и 8 соединены соответственно с резистором r2 и с выходом ОУ. При подаче сигнала низкого уровня с выхода блока 13 включения режима посадки на третий (управляющий) вход интегратора последний переводится из режима задания начального условия, равного по величине сигналу

Figure 00000002
на выходе измерителя 2 на момент захвата глиссады, в режим интегрирования сигнала с выхода фильтра 12.Resistor 2 serves as the first input of the integrator and is designed to set the initial conditions (this input is connected to the output of the sensor 2), the resistor r 1 is the second (signal) input to which the output of the filter 12 is connected. Commutations in the integrator circuit are made by the KR59OKN4 chip (see Yakubovsky S.V. Barkashov N.A. Nisselson L.I. et al. Analog and Digital Integrated Circuits: A Reference Guide, M. Radio and Communications, 1985, 432 p. Fig. 6.106, p. 375): conclusions 10, 15 connected and are the third control input of the integrator connected to the output b eye 13 incorporating landing mode; conclusions 4, 16 are connected and connected to the input of an op-amp of type 14OUD6 (see Nesterenko B.K. Integrated operational amplifiers. Reference manual for application. M. Energoizdat, 1982, 128 pp.); pin 1 is connected to a common point of resistors r 1 and r 2 ; pin 3 is connected to resistor R 11 ; conclusions 9 and 8 are connected respectively with the resistor r 2 and with the output of the op-amp. When a low-level signal is supplied from the output of the block 13 for switching on the landing mode to the third (control) input of the integrator, the latter is transferred from the mode of setting the initial condition equal to the signal
Figure 00000002
at the output of meter 2 at the time of glide path capture, in the mode of integrating the signal from the output of filter 12.

Работа устройства для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку происходит следующим образом. До момента захвата глиссады самолет пилотируется в режиме автоматической стабилизации высоты (штатный вариант захода на посадку). При появлении положительного сигнала с выхода измерителя 1, свидетельствующего о захвате глиссады, блок 13 включения режима посадки выдает (и затем фиксирует) сигнал низкого уровня, замыкающий контакты ключа 14 и переводящий интегратор 10 из режима занесения начальных условий по вертикальной скорости самолета в режим интегрирования сигнала с выхода фильтра 12. Процесс стабилизации самолета на глиссаде после этого описывается уравнениями

Figure 00000003

где Δnу зад сигнал управления перегрузкой самолета;
ΔH* улучшенная оценка отклонения ΔH самолета от глиссады;
Figure 00000004
улучшенная оценка скорости отклонения
Figure 00000005
самолета от глиссады;
i, μ передаточные числа по отклонению и скорости отклонения самолета от глиссады;
l весовые коэффициенты по первому и второму входам сумматора 8;
g ускорение свободного падения;
Figure 00000006
оценка отклонения ΔH самолета от глиссады;
ε разностный сигнал между отклонением самолета от глиссады с учетом крутизны глиссадной зоны Kг и оценкой отклонения
Figure 00000007
;
ΔH отклонение самолета от глиссады;
H текущая высота;
Hзад заданная высота;
Wф1 передаточная функция фильтра 11;
a весовой коэффициент на вторых входах сумматоров 3 и 6.The operation of the device for generating a signal for controlling the aircraft overload during an automatic approach is as follows. Until the glide path is captured, the aircraft is piloted in automatic altitude stabilization mode (standard approach approach). When a positive signal appears from the output of the meter 1, indicating the capture of the glide path, the landing mode enable unit 13 outputs (and then captures) a low level signal that closes the contacts of the key 14 and transfers the integrator 10 from the mode of entering the initial conditions for the vertical speed of the aircraft into the signal integration mode from the output of the filter 12. The process of stabilization of the aircraft on the glide path is then described by the equations
Figure 00000003

where Δn at the rear control signal overload aircraft;
ΔH * improved estimate of the deviation ΔH of the aircraft from the glide path;
Figure 00000004
improved estimate of deflection rate
Figure 00000005
aircraft from the glide path;
i, μ gear ratios for deviation and speed of deviation of the aircraft from the glide path;
l weighting factors for the first and second inputs of the adder 8;
g acceleration of gravity;
Figure 00000006
assessment of the deviation ΔH of the aircraft from the glide path;
ε difference signal between the deviation of the aircraft from the glide path taking into account the steepness of the glide path zone K g and the deviation estimate
Figure 00000007
;
ΔH deviation of the aircraft from the glide path;
H current height;
H ass set height;
W f1 transfer function of the filter 11;
a weight coefficient at the second inputs of adders 3 and 6.

Возможность повышения динамической точности при изменении Kг рассмотрим для идеализированного случая, когда в качестве сигналов формирования Δnу зад используется информация об отклонении и скорости отклонения самолета от глиссады, а передаточные функции Wф2, W1(p) и Wф1 равны 1.We will consider the possibility of increasing dynamic accuracy with a change in K g for the idealized case when information about the deviation and speed of deviation of the aircraft from the glide path is used as the formation signals Δn for the ass , and the transfer functions W f2 , W 1 (p) and W f1 are 1.

Тогда передаточная функция

Figure 00000008
будет иметь вид
Figure 00000009
,
при λ _→ ∞
Figure 00000010

следовательно, в этом случае H f(Hзад) не зависит от измерения Kг.Then the transfer function
Figure 00000008
will have the form
Figure 00000009
,
as λ _ → ∞
Figure 00000010

therefore, in this case, H f (H ass ) is independent of the measurement of K g .

Получение информации о сигналах ΔH и

Figure 00000011
в предлагаемом устройстве осуществляется с помощью модифицированного наблюдающего устройства, с помощью которого формируются улучшенные оценки ΔH* и
Figure 00000012
соответственно отклонения и скорости отклонения от глиссады.Getting information about the signals ΔH and
Figure 00000011
in the proposed device is carried out using a modified observing device with which improved estimates ΔH * and
Figure 00000012
respectively deviations and speed deviations from the glide path.

Приняв передаточную функцию Wф1 в виде Wф1 1/(Tp+1), получим выражения для ΔH* и

Figure 00000013

Figure 00000014
(2)
Figure 00000015
(3)
Из (2) видно, что в статике ΔH*= ΔH•Kг, а в динамике существуют различия между ΔH* и ΔH•Kг, обусловленные наличием фильтра Wф1.Having adopted the transfer function W f1 in the form of W f1 1 / (T p +1), we obtain the expressions for ΔH * and
Figure 00000013

Figure 00000014
(2)
Figure 00000015
(3)
From (2) it is seen that in statics ΔH * = ΔH • K g , and in dynamics there are differences between ΔH * and ΔH • K g due to the presence of a filter W f1 .

Из (3) следует, что величина

Figure 00000016
отличается от величины
Figure 00000017
только в динамике. Чем больше величина a и меньше величина T, тем динамические погрешности будут меньше. Величина a определяет динамику наблюдающего устройства, включающего в свой состав блоки 3, 9, 4, 11, 5 и 6.It follows from (3) that the quantity
Figure 00000016
different from
Figure 00000017
only in dynamics. The larger the value of a and the smaller the value of T, the less dynamic errors will be. The value of a determines the dynamics of the observing device, which includes blocks 3, 9, 4, 11, 5, and 6.

Так как величина λ в системе АЗП имеет конечную величину, обусловленную устойчивостью системы, а передаточные функции Wф2, W1(p) и Wф1 конкретные выражения, отличные от единичной функции, то переходный процесс по DH будет зависеть от величины Kг. Фиг.2 иллюстрирует влияние величины Kг на динамику системы АЗП, полученную с помощью сравнительного моделирования системы АЗП в соответствии с прототипом и заявляемым устройством. Переходный процесс по ΔH, обозначенный пунктирными линиями, при использовании сигнала

Figure 00000018
в модели (схема в прототипе) имеет значительный разброс по времени. В частности, при Kг 1 время переходного процесса составляет t ≈ 35 с, при Kг 1,5 t ≈ 27 с и при Kг 0,5 t ≈ 65 70 с.Since the value of λ in the AZP system has a finite value due to the stability of the system, and the transfer functions W f2 , W 1 (p) and W f1 are specific expressions that are different from a single function, the transition process in DH will depend on the value of K g . Figure 2 illustrates the effect of K g on the dynamics of the AZP system, obtained using comparative modeling of the AZP system in accordance with the prototype and the claimed device. ΔH transient, indicated by dashed lines when using a signal
Figure 00000018
in the model (scheme in the prototype) has a significant spread in time. In particular, at K g 1, the transition time is t ≈ 35 s, at K g 1.5 t ≈ 27 s and at K g 0.5 t ≈ 65 70 s.

При использовании заявляемой компенсационной связи по

Figure 00000019
время переходного процесса (обозначение сплошными линиями) примерно одинаково при тех же разбросах Kг и составляет t ≈ 35 c, что близко к времени переходного процесса по
Figure 00000020
при номинальном значении Kг(Kг 1).When using the claimed compensatory connection for
Figure 00000019
the transient time (denoted by solid lines) is approximately the same for the same scatter K g and is t ≈ 35 s, which is close to the time of the transient process in
Figure 00000020
at a nominal value of K g (K g 1).

Максимальные величины ΔH во время переходного процесса также ближе к максимальной величине ΔH, имеющей место при номинальном значении Kг.The maximum values of ΔH during the transition process are also closer to the maximum value of ΔH, which occurs at a nominal value of K g .

Claims (1)

Устройство для формирования сигнала управления перегрузкой самолета при автоматическом заходе на посадку, содержащее датчик отклонения самолета от глиссады, первый сумматор, второй сумматор, выход которого является выходом устройства, первый интегратор, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, ключ, посредством которого выход первого сумматора соединен с третьим входом второго сумматора, и блок включения режима посадки, вход которого соединен с выходом датчика отклонения самолета от глиссады, а выход
с управляющим входом ключа и с третьим входом первого интегратора, отличающееся тем, что в него дополнительно ведены датчик вертикальной скорости, выход которого соединен с первым входом первого интегратора, третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, второй интегратор, вход которого соединен с выходом третьего сумматора, четвертый сумматор, входы которого соединены с выходами датчика отклонения самолета от глиссады и второго интегратора, а выход соединен с вторым входом третьего сумматора, первый фильтр, вход которого соединен с выходом ключа, а выход соединен с вторым входом первого интегратора, второй фильтр, вход которого соединен с выходом четвертого сумматора, пятый сумматор, входы которого соединены с выходом второго интегратора и второго фильтра соответственно, а выход соединен с первым входом первого сумматора, шестой сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, второй вход соединен с выходом второго фильтра, а выход соединен с вторым входом первого сумматора и с вторым входом второго сумматора.A device for generating an aircraft overload control signal during an automatic approach, comprising a plane deviation sensor from the glide path, a first adder, a second adder, the output of which is the device output, a first integrator whose output is connected to the first input of the second adder, the key by which the output of the first the adder is connected to the third input of the second adder, and the landing mode enable unit, the input of which is connected to the output of the aircraft deviation sensor from the glide path, and the output
with a control input of the key and with the third input of the first integrator, characterized in that it additionally has a vertical speed sensor, the output of which is connected to the first input of the first integrator, a third adder, the first input of which is connected to the output of the vertical speed sensor, the second integrator, the input of which connected to the output of the third adder, the fourth adder, the inputs of which are connected to the outputs of the aircraft deviation sensor from the glide path and the second integrator, and the output is connected to the second input of the third adder, p the first filter, the input of which is connected to the key output, and the output is connected to the second input of the first integrator, the second filter, the input of which is connected to the output of the fourth adder, the fifth adder, whose inputs are connected to the output of the second integrator and the second filter, respectively, and the output is connected to the first the input of the first adder, the sixth adder, the first input of which is connected to the output of the vertical speed sensor, the second input is connected to the output of the second filter, and the output is connected to the second input of the first adder and to the second input of the second th adder.
SU5034529 1992-03-26 1992-03-26 Device for formation of aircraft g-load control signal at automatic approach RU2063906C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5034529 RU2063906C1 (en) 1992-03-26 1992-03-26 Device for formation of aircraft g-load control signal at automatic approach

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5034529 RU2063906C1 (en) 1992-03-26 1992-03-26 Device for formation of aircraft g-load control signal at automatic approach

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2063906C1 true RU2063906C1 (en) 1996-07-20

Family

ID=21600439

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5034529 RU2063906C1 (en) 1992-03-26 1992-03-26 Device for formation of aircraft g-load control signal at automatic approach

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2063906C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2537201C2 (en) * 2012-11-23 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (ОАО "РСК "МиГ") Method of aircraft control in landing approach
RU2542686C1 (en) * 2014-01-29 2015-02-20 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Aircraft acs for landing

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Михалев И.А., Окоемов Б.Н. и Чикулев М.С. Системы автоматической посадки. - М., Машиностроение, 1975, рис.2.23,а. Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М., Транспорт, 1972, рис. 3.64, с.164. Там же с.177, рис.3.70. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2537201C2 (en) * 2012-11-23 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (ОАО "РСК "МиГ") Method of aircraft control in landing approach
RU2542686C1 (en) * 2014-01-29 2015-02-20 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Aircraft acs for landing

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0031619B1 (en) Vertical flight path steering system for aircraft
US3958218A (en) Aircraft ground proximity warning system with speed compensation
US3947810A (en) Negative climb rate after take-off warning system with predetermined loss of altitude inhibit
US5666110A (en) Helicopter enhanced descent after take-off warning for GPWS
CA1205167A (en) Ground proximity warning system with time and altitude based mode switching
WO1986005021A1 (en) Aircraft terrain warning system with configuration modified warning and improved mode switching
US3652835A (en) Aircraft glide slope coupler system
US3892373A (en) Integrated glide path/flare automatic flight control system
GB2066759A (en) Nagative climb after take-off warning system
GB2097742A (en) Ground proximity warning system with time based mode switching
EP0030066A1 (en) Apparatus for aircraft pitch and thrust axes control
RU2063906C1 (en) Device for formation of aircraft g-load control signal at automatic approach
US4818992A (en) Excessive altitude loss after take-off warning system for rotary wing aircraft
CA1156746A (en) Control system
US4006871A (en) Automatic pitch axis control system for aircraft
GB1131732A (en) Improvements in and relating to automatic control systems for aircraft
US3801049A (en) Automatic approach landing and go-around pitch axis control system for aircraft
JPS5881897A (en) Controller for speed for aircraft
US3860800A (en) Automatic pitch axis control system for aircraft
US4530060A (en) Aircraft speed control system modified for decreased headwind at touchdown
EP0444541B1 (en) Apparatus and method for a smooth transition between calibrated airspeed control of an aircraft and mach number control of an aircraft
US5111403A (en) Terrain compensation method and apparatus for aircraft automatic landing systems
EP0073588A2 (en) Multiaxis hardover protection apparatus for automatic flight control systems
US3596855A (en) Aircraft control system
GB1026295A (en) Aircraft flight path control apparatus