RU2129971C1 - Flying vehicle speed control system for control of speed during deck landing - Google Patents
Flying vehicle speed control system for control of speed during deck landing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2129971C1 RU2129971C1 RU95104062A RU95104062A RU2129971C1 RU 2129971 C1 RU2129971 C1 RU 2129971C1 RU 95104062 A RU95104062 A RU 95104062A RU 95104062 A RU95104062 A RU 95104062A RU 2129971 C1 RU2129971 C1 RU 2129971C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- adder
- aircraft
- deck
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к системам автоматического управления посадкой на палубу корабля. The invention relates to the field of aviation technology, in particular to systems for automatic control of landing on the deck of a ship.
Известна светотехническая система посадки летательного аппарата (ЛА) на палубу корабля, установленная на стабилизированной платформе Павлено В.Ф. "Корабельные самолеты" М. Военное издательство 1990, стр. 260 [1]. Оптический блок системы состоит из пяти линзовых ячеек, расположенных одна над другой, каждая излучает световой пучок в азимутальной и вертикальных плоскостях, причем три средние ячейки дают желтый цвет (по глиссаде планирования), верхняя - постоянный белый, а нижняя - красный проблесковый. По обеим сторонам средней ячейки находятся проблесковые зеленые огни разрешения посадки и вертикальные красные - запрета. Справа и слева от последних, на одном уровне с центральной ячейкой оптического блока размещены зеленые опорные огни. Когда ЛА при заходе на посадку входит в луч глиссады, летчик видит желтые и зеленые огни на одном уровне. Удерживание их на одном уровне позволяет совершать точную посадку на авианосный корабль. Known lighting system landing aircraft (LA) on the deck of the ship, installed on a stable platform Pavlen V.F. "Ship Aircraft" M. Military Publishing House 1990, p. 260 [1]. The optical unit of the system consists of five lens cells located one above the other, each emitting a light beam in the azimuthal and vertical planes, with the three middle cells giving yellow color (along the glide path), the upper one is constant white, and the lower one is red flashing. On both sides of the middle cell there are flashing green lights for landing permission and vertical red lights for prohibition. To the right and to the left of the latter, green reference lights are placed at the same level with the central cell of the optical unit. When the aircraft enters the glide path beam during approach, the pilot sees the yellow and green lights on the same level. Keeping them at the same level allows you to make an exact landing on an aircraft carrier ship.
Однако данная система обеспечивает посадку ЛА на палубу в простых метеоусловиях. Система не обеспечивает полеты по глиссаде в сложных гидрометеоусловиях, посадка при большом волнении моря (4 - 5 баллов) по такой системе невозможна. Нередки случаи аварий во время полетов, прежде всего при посадке на палубу корабля ночью. However, this system provides for landing aircraft on deck in simple weather conditions. The system does not provide glide path flights in difficult weather conditions; landing with great sea waves (4-5 points) using such a system is impossible. There are frequent accidents during flights, especially when landing on the deck of a ship at night.
Известна система автоматической посадки типа SPN-42 [1], содержащая посадочную радиолокационную станцию, систему автоматического управления, вычислитель наземной и бортовой линий передач сигналов управления, в вычислитель которой поступают входные сигналы параметров полета и движения корабля по дифференту, крену, рысканию и вертикальной качки для обеспечения стабилизированной глиссады. Посредством линий передач сигналов управления (ЛПСУ) корабельной системы команды передают в бортовое оборудование автоматической посадки ЛПСУ, которая направляет их в систему автоматического управления (САУ), осуществляющую необходимые изменения углов тангажа и крена для выведения ЛА на расчетную глиссаду и курс. В автоматическую систему посадки входит устройство для выдерживания относительно постоянной скорости во время маневрирования при заходе на посадку. A known system of automatic landing type SPN-42 [1], containing a landing radar station, an automatic control system, a calculator of land and airborne transmission lines of control signals, the computer of which receives the input signals of the flight parameters and the movement of the ship by trim, roll, yaw and vertical pitching to provide a stable glide path. Through the transmission lines of control signals (LPSU) of the ship system, the teams transmit to the on-board equipment of the automatic landing LPSU, which sends them to the automatic control system (SAU), which makes the necessary changes in the pitch and roll angles to bring the aircraft to the calculated glide path and course. An automatic landing system includes a device for maintaining a relatively constant speed during maneuvering during approach.
При заходе на посадку на палубу корабля применяется метод пилотирования по постоянной глиссаде (постоянному углу атаки при постоянной скорости полета). Положение ручки управления двигателем (РУД), подобранное в процессе снижения по глиссаде, сохраняется до касания палубы, когда может потребоваться "полный газ", чтобы обеспечить необходимую тягу для ухода на второй круг. Для этого используется автомат тяги, автоматически регулирующий воздушную скорость в заданных пределах. When approaching the ship’s deck, the pilot method is used according to the constant glide path (constant angle of attack at a constant flight speed). The position of the engine control knob (ORE), selected during the descent along the glide path, is maintained until the deck is touched when “full throttle” may be required to provide the necessary traction for going to the second circle. For this, an automatic traction control is used that automatically adjusts the airspeed within the specified limits.
Одной из основных причин, усложняющих процесс посадки, являются случайные перемещения посадочной площадки вследствие морского волнения. При выполнении посадки на колеблющуюся случайным образом палубу увеличивается диапазон изменения параметров, характеризующих движение ЛА в момент касания палубы корабля. Это в конечном счете приводит к ухудшению точностных характеристик и безопасности посадки. При достаточно сильном волнении морской поверхности (более 6 баллов) посадка вообще невозможна. One of the main reasons complicating the landing process is the accidental movement of the landing site due to sea waves. When landing on a randomly oscillating deck, the range of changes in the parameters characterizing the movement of the aircraft at the moment of touching the deck of the ship increases. This ultimately leads to a deterioration in accuracy and safety landing. With a sufficiently strong disturbance of the sea surface (more than 6 points) landing is generally impossible.
Изобретение направлено на повышение точности и безопасности посадки ЛА на палубу корабля за счет управления скоростью самолета для выполнения касания палубы в момент нахождения палубы в точке с максимальным отклонением над уровнем моря. The invention is aimed at improving the accuracy and safety of aircraft landing on the deck of the ship by controlling the speed of the aircraft to touch the deck when the deck is at a point with a maximum deviation above sea level.
Управление скоростью при посадке ЛА может быть обеспечено за счет того, что спектральная плотность колебаний палубы S(ω) = Aω2/(Bω2+(C-ω))2 является достаточно узкополосной, т.е. случайные колебания палубы близки к периодическим. При этом в процессе просадки этот средний период колебаний меняется незначительно. При таких характеристиках морского волнения можно представить, что по глиссе, по которой снижается ЛА с постоянной скоростью v0, движутся некоторые расчетные точки с той же скоростью v0 и отстоящие друг от друга на расстоянии v0 Tср (Tср - средний период колебаний палубы), которые будут касаться палубы корабля в тот момент времени, когда она достигает максимального верхнего положения над средним уровнем морской поверхности.The speed control during landing of an aircraft can be ensured due to the fact that the spectral density of the deck oscillations S (ω) = Aω 2 / (Bω 2 + (C-ω)) 2 is quite narrow-band, i.e. random fluctuations of the deck are close to periodic. Moreover, in the process of subsidence, this average period of oscillation varies slightly. With such characteristics of sea waves, one can imagine that along the glide along which the aircraft decreases with a constant speed v 0 , some calculated points move at the same speed v 0 and are separated from each other at a distance v 0 T cf (T cf is the average period of oscillations decks), which will touch the deck of the ship at that moment in time, when it reaches the maximum upper position above the average level of the sea surface.
Если в процессе начала захода на посадку управлять скоростью ЛА так, чтобы его положение на глиссаде совместилось с положением такой, ближайшей к нему расчетной точкой и в дальнейшем это положение сохранялось, то ЛА коснется палубы корабля в тот момент времени, когда она находится в верхнем положении. При таких условиях касания палубы, т.е. в тот момент времени, когда она находится в максимально верхнем положении и ее вертикальная скорость перемещения близка к нулю, уменьшается возможный диапазон изменения параметров движения ЛА при касании. Это в конечном счете приводит к повышению безопасности и точности посадки за счет системы управления скоростью ЛА при посадке на палубу корабля. If, during the start of the approach, the speed of the aircraft is controlled so that its position on the glide path is compatible with the position that is closest to the calculated point and this position is maintained in the future, then the aircraft will touch the deck of the ship at the moment when it is in the upper position . Under such conditions, touching the deck, i.e. at that moment in time when it is in the highest position and its vertical speed is close to zero, the possible range of changes in the parameters of the aircraft’s movement when touched decreases. This ultimately leads to increased safety and accuracy of landing due to the speed control system of the aircraft when landing on the deck of the ship.
Сущность изобретения состоит в том, что в палубное оборудование автоматической посадки, содержащее датчик перемещения палубы в точке касания ЛА, дальномерный канал посадочной радиолокационной станции (ПРЛС), блок единого времени, выход которого соединен с входами датчика перемещения палубы в точке касания и дальномерного канала ПРЛС, линию передачи сигналов управления на корабле, бортовое оборудование автоматической посадки, содержащее систему автоматического управления с информационными датчиками углового и линейного положения, последовательно соединенные автомат тяги с сумматором, сервопривод и ручку управления двигателем, директорный прибор, линию передачи сигналов управления на ЛА, соединенную с системой автоматического управления, выход которой соединен с первым входом сумматора автомата тяги, согласно изобретению дополнительно введены последовательно соединенные блок выделения временного положения среднего периода качки, первый вход которого соединен с выходом блока единого времени, а второй вход соединен с выходом датчика перемещения палубы, счетчик импульсов качки и вычислитель разности текущей дальности до ЛА и дальности до расчетного положения ЛА на глиссаде, задатчик уставки скорости v0, выход которого соединен с вторым входом вычислителя, блок определения среднего периода качки, первый вход которого соединен с выходом блока выделения временного положения максимума качки, второй вход соединен с вторым выходом счетчика импульсов качки, а выход соединен с третьим входом вычислителя, выход блока выделения временного положения максимума качки соединен с четвертым входом вычислителя, пятый вход которого соединен с выходом блока единого времени, схема совпадения И, первый вход которой соединен с выходом блока выделения временного положения максимума качки, выход соединен с шестым входом вычислителя, а второй вход объединен с седьмым входом вычислителя и соединен с выходом дальномерного канала ПРЛС, выход вычислителя соединен с линией передачи сигналов на корабле, в бортовое оборудование автоматической посадки введен вычислитель сигнала управления по дальности, первый вход которого соединен с выходом линии передачи сигналов управления на ЛА, выход соединен с вторым входом сумматора автомата тяги и входом директорного прибора, а второй вход соединен с выходом системы автоматического управления ЛА. Вычислитель разности текущей дальности до расчетного положения ЛА на глиссаде выполнен в виде блока обновления начальных данных и включения решения, последовательно соединенных первого блока умножения, блока деления, блока выделения дробных величин, второго блока умножения, второй вход которого соединен с выходом первого блока умножения, а выход - с первым входом первого сумматора, последовательно соединенных второго сумматора и третьего блока умножения, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, при этом вход блока обновления начальных данных и включения решения является первым входом вычислителя разности текущей дальности до ЛА и дальности до расчетного положения на глиссаде, первый вход первого блока умножения и второй вход третьего блока умножения объединены и являются его вторым входом, второй вход первого блока умножения является его третьим входом, первый и второй входы второго сумматора соответственно являются его четвертым и пятым входами, второй вход блока деления и третий вход первого сумматора объединены и являются его шестым входом, четвертый вход первого сумматора является его седьмым входом, а выход первого сумматора является его выходом. Вычислитель сигналов управления по дальности выполнен в виде последовательно соединенных первого усилителя, изодромного фильтра и сумматора, а также второго усилителя, выход которого соединен с вторым входом сумматора, причем входы первого и второго усилителей объединены и являются первым входом вычислителя сигналов управления по дальности, вход сумматора и его выход соответственно являются его вторым входом и выходом.The essence of the invention lies in the fact that in deck equipment for automatic landing, containing a sensor for moving the deck at the touch point of the aircraft, a rangefinder channel of the landing radar station (PRLS), a unit of uniform time, the output of which is connected to the inputs of the sensor for moving the deck at the point of touch and the rangefinder channel of the PRLS , a control signal transmission line on the ship, automatic landing avionics containing an automatic control system with information sensors of angular and linear position, according to connected to the traction machine with an adder, a servo drive and an engine control handle, a director’s device, a control signal transmission line to the aircraft connected to an automatic control system, the output of which is connected to the first input of the traction machine adder, according to the invention, a block for temporarily positioning the middle position is additionally introduced the rolling period, the first input of which is connected to the output of the unit of uniform time, and the second input is connected to the output of the deck displacement sensor, a counter and pulses pitching and evaluator difference of the current range to the aircraft, and the range to the estimated aircraft position on the final approach, the speed setting dial v 0, the output of which is connected to the second input of the calculating unit determining the average period of pitching, the first input of which is connected to the output selection unit time position of the maximum pitching , the second input is connected to the second output of the pitch pulse counter, and the output is connected to the third input of the calculator, the output of the block for allocating the temporary position of the maximum pitch is connected to the fourth input of the calculator I, the fifth input of which is connected to the output of the unit of uniform time, the coincidence circuit And, the first input of which is connected to the output of the allocation unit of the temporary position of the maximum pitch, the output is connected to the sixth input of the calculator, and the second input is combined with the seventh input of the calculator and connected to the output of the rangefinder channel PRLS, the output of the computer is connected to the signal transmission line on the ship, a distance control computer, the first input of which is connected to the output of the transmission line, is introduced into the on-board equipment of the automatic landing and control signals on the LA output is connected to the second input of the adder and autothrottle input the guiding device, and a second input coupled to the output of the automatic flight control system. The calculator of the difference of the current range to the calculated position of the aircraft on the glide path is made in the form of a block for updating the initial data and turning on the solution, the first multiplication unit, the division unit, the fractional value extraction unit, the second multiplication unit, the second input of which is connected to the output of the first multiplication unit, and output - with the first input of the first adder, connected in series to the second adder and the third multiplication unit, the output of which is connected to the second input of the first adder, while the input of the block The initial data and turning on the solution is the first input of the calculator of the difference of the current range to the aircraft and the distance to the calculated position on the glide path, the first input of the first multiplication block and the second input of the third multiplication block are combined and its second input, the second input of the first multiplication block is its third input , the first and second inputs of the second adder, respectively, are its fourth and fifth inputs, the second input of the division unit and the third input of the first adder are combined and are its sixth input, even the fourth input of the first adder is its seventh input, and the output of the first adder is its output. The range control signal transmitter is designed as a series-connected first amplifier, an isodromic filter and an adder, as well as a second amplifier, the output of which is connected to the second input of the adder, the inputs of the first and second amplifiers being combined and are the first input of the range control signal calculator, the adder input and its output is respectively its second input and output.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1, на которой представлена блок-схема системы управления скоростью, на фиг. 2 представлена кинематическая схема посадки на палубу корабля и на фиг. 3 - принципиальная схема блока выделения временного положения экстремумов, на фиг. 4 показаны переходные процессы при поиске максимумов функции H(t) колебаний палубы, где показаны 1 - блок выделения временного положения максимума; 2 - датчик перемещения палубы в точке касания; 3 - дальномерный канал посадочной радиолокационной станции (ПРЛС); 4 - счетчик импульсов качки; 5 - блок определения среднего периода Tср вертикальной качки корабля; 6 - блок единого времени; 7 - схема совпадения И; 8 - датчик уставки скорости v0; 9, 14, 25, 26 - сумматоры; 10 - вычислитель разности текущей дальности до ЛА и дальности до расчетного положения ЛА на глиссаде; 11 - блок обновления начальных данных и включения решения; 12, 13, 17 - блоки умножения; 15 - блок деления; 16 - блок выделения дробных величин; 18 - линия передачи сигналов управления (ЛПСУ) на корабле; 19 - ЛПСУ на борту ЛА; 20 - система автоматического управления (САУ) с информационными датчиками углового и линейного положения; 21 - вычислитель сигналов управления по дальности; 22, 23 - усилители; 24 - изодромный фильтр; 27 - автомат тяги (АТ) с сервоприводом; 28 - директорный прибор; 29 - ручка управления двигателем (РУД); 30 - летчик; 31 - электромагнитная муфта; 32 - двигатель; 33 - схема регулирования двигателей; 34 - резисторы; 35 - контакт; 36 - интегрирующий усилитель (интегратор); 37 - инвертор; 38 - реле; 39 - компаратор; 40 - блок зоны нечувствительности.The invention is illustrated in FIG. 1, which shows a block diagram of a speed control system, FIG. 2 shows a kinematic diagram of the landing on the deck of the ship and in FIG. 3 is a schematic diagram of a block for allocating a temporary position of extrema, in FIG. Figure 4 shows the transients during the search for the maxima of the function H (t) of the deck oscillations, where 1 is shown — a block for distinguishing the temporary position of the maximum; 2 - sensor displacement of the deck at the point of contact; 3 - rangefinder channel landing radar station (PRLS); 4 - pitch counter; 5 - unit for determining the average period T cf of the vertical roll of the ship; 6 - unit time; 7 - coincidence scheme And; 8 - speed setting sensor v 0 ; 9, 14, 25, 26 - adders; 10 - calculator of the difference of the current range to the aircraft and the distance to the estimated position of the aircraft on the glide path; 11 - block update the initial data and enable solutions; 12, 13, 17 - multiplication blocks; 15 - division block; 16 - block allocation of fractional values; 18 - line transmission control signals (LPSU) on the ship; 19 - LPSU on board the aircraft; 20 - automatic control system (ACS) with information sensors of angular and linear position; 21 - range control signal calculator; 22, 23 - amplifiers; 24 - isodromic filter; 27 - automatic traction (AT) with a servo drive; 28 - director device; 29 - engine control stick (ORE); 30 - pilot; 31 - electromagnetic clutch; 32 - engine; 33 is a diagram of the regulation of engines; 34 - resistors; 35 - contact; 36 - integrating amplifier (integrator); 37 - inverter; 38 - relay; 39 - a comparator; 40 - deadband block.
Палубное оборудование автоматической посадки содержит датчик 2 перемещения палубы в точке касания ЛА, дальномерный канал ПРЛС 3, блок единого времени 1, выход которого соединен с входами датчика 2 перемещения палубы в точке касания и дальномерного канала ПРЛС 3, ЛПСУ 18 на корабле. The deck equipment for automatic landing comprises a
В палубном оборудовании последовательно соединены блок 1 выделения временного положения среднего периода качки, первый вход которого соединен с выходом блока 6 единого времени, а второй вход соединен с выходом датчика 2 перемещения палубы, счетчик импульсов качки 4 и вычислитель 10 разности текущей дальности до ЛА и дальности до расчетного положения ЛА на глиссаде. Выход задатчика 8 уставки скорости v0 соединен с вторым входом вычислителя 10. Первый вход блока 5 определения среднего периода качки соединен с выходом блока 1 выделения временного положения максимума качки, второй вход блока 5 соединен с вторым выходом счетчика 4 импульсов качки, а выход блока 5 соединен с третьим входом вычислителя 10. Выход блока 1 выделения временного положения максимума качки соединен с четвертым входом вычислителя 10, пятый вход которого соединен с выходом блока 6 единого времени. Первый вход схемы совпадения И 7 соединен с выходом блока 1 выделения временного положения максимума качки, второй вход объединен с седьмым входом вычислителя 10 и соединен с выходом дальномерного канала ПРЛС 3, а выход схемы совпадений И 7 соединен с шестым входом вычислителя 10. Выход вычислителя 10 соединен с ЛПСУ 18 на корабле. В вычислителе 10 разности текущей дальности до расчетного положения ЛА на глиссе, включающем блок 11 обновления начальных данных и включения решения, последовательно соединены первый блок умножения 12, блок деления 15, блок 16 выделения дробных величин, второй блок умножения 17, второй вход которого соединен с выходом первого блока умножения 12, а выход - с первым входом первого сумматора 14. В вычислителе 10 последовательно соединены второй сумматор 9 и третий блок умножения 13, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора 14. Вход блока 11 обновления начальных данных и включения решения является первым входом вычислителя 10 разности текущей дальности до ЛА и дальности до расчетного положения на глиссаде, в котором первый вход первого блока умножения 12 и второй вход третьего блока умножения 13 объединены и являются его вторым входом. В вычислителе 10 второй вход первого блока умножения 12 является его третьим входом, первый и второй входы второго сумматора 9 соответственно являются его четвертым и пятым входом, второй вход блока деления 15 и третий вход первого сумматора 14 объединены и являются его шестым входом, четвертый вход первого сумматора 14 является его седьмым входом, а выход первого сумматора 14 является его выходом. Бортовое оборудование автоматической посадки содержит САУ 20 с информационными датчиками углового и линейного положения, последовательно соединенные автомат тяги 27 с сервоприводом и сумматором 26, ручку управления двигателем 29, директорный прибор 28, ЛПСУ 19 на ЛА, соединенную с САУ 20, выход которой соединен с первым входом сумматора 26, автомата тяги 27. Первый вход вычислителя сигнала управления по дальности 21 соединен с выходом ЛПСУ 19 на ЛА, а выход вычислителя 21 соединен с вторым входом сумматора 26 автомата тяги 27 и входом директорного прибора 28, а второй вход вычислителя 21 соединен с выходом САУ 20. В вычислителе 21 сигналов управления по дальности последовательно соединены первый усилитель 23, изодромный фильтр 24 и сумматор 25, а выход второго усилителя 22 соединен с вторым входом сумматора 25. Входы первого 23 и второго 22 усилителей объединены и являются первым входом вычислителя 21 сигналов управления по дальности, вход сумматора 25 и его выход соответственно являются его вторым входом и выходом.In deck equipment, a
Система работает следующим образом. The system operates as follows.
Работа системы заключается в запоминании дальности до ЛА в момент нахождения палубы в максимальном положении над уровнем моря tm D(tm), определении разности текущей и расчетной дальности до ЛА, фиг. 2. Для этого в блоке 4 вычисляют максимум H(t) и моменты времени появления максимумов 
H(tn+1)-H(t0) = δn, n = 1...i.
Запоминается максимум H(t) при смене знака δn с плюса на минус; далее счет продолжается.The operation of the system is to memorize the range to the aircraft at the moment the deck is in the maximum position above sea level t m D (t m ), to determine the difference between the current and estimated range to the aircraft, FIG. 2. For this, in block 4, the maximum H (t) and the times of the appearance of the maxima are calculated
H (t n + 1 ) -H (t 0 ) = δ n , n = 1 ... i.
The maximum H (t) is remembered when changing the sign of δ n from plus to minus; Further the account continues.
В аналоговом варианте этот алгоритм сводится к функциональной схеме, показанной на фиг. 3. Сигналы H(t) поступают на последовательно расположенные резистор 34, далее на замкнутые контакты 35 реле 38 и на интегратор 36. Изменение выходного значения интегратора 36 при запоминании максимумов показано на фиг. 4, переходные процессы данного блока заканчиваются при определении времени максимума. Далее сигналы с интегратора 36 поступают на интегратор 37 и с него идут на второй резистор 34, где суммируются с выходными сигналами, поступающими через первый резистор 34. Входной и инвертируемый сигналы поступают на вход компаратора 39, выходные сигналы которого поступают через блок 40 типа зоны нечувствительности на обмотку реле 38. При неравенстве входного и инвертируемого сигналов контакты 35 реле 38 замкнуты, при равенстве - разомкнуты, в это время с обмотки реле 38 подается импульс, соответствующий появлению максимума tm. В блок 1 глобальные максимумы 
Импульсы tm времени максимумов подаются на счетчик импульсов 4, выполненный на основе триггеров, и на блок 5 определения среднего периода колебаний Tср. В блок 5 начальный отрезок импульсов tm запоминается в памяти и далее вычисляют на скользящем участке (рекурентно) средний период Tср вертикальной качки корабля согласно алгоритму.The pulses t m of the time of the maxima are fed to the pulse counter 4, made on the basis of the triggers, and to block 5 to determine the average oscillation period T cf. In block 5, the initial segment of pulses t m is stored in memory and then the average period T cf of the ship’s vertical roll is calculated (recursively) according to the algorithm on a moving section (recursively).
где ti- время появления максимумов;
i - число импульсов максимумов.
where t i is the time of appearance of the maxima;
i is the number of pulses of the maxima.
Указанные сигналы подают в вычислитель 10 для определения разности текущей дальности до ЛА и дальности до расчетного положения ЛА на глиссаде по общему алгоритму работы вычислителя 10
Δ Dрт = Dф - Dрт (tт);
Dрт(tт) = Dт(tм) - vо(tт-tм) - [Dт(tм)/vоTср]vоTср,
где Dт(tм) - дальность в момент времени нахождения положения палубы в максимальном положении до ЛА;
vо - скорость полета ЛА;
tм - время появления максимального отклонения палубы от уровня моря;
tт - текущее время;
Dрт(tт), Dф - дальность до расчетной точки и фактическая;
ΔDpт - разность фактической текущей дальности до ЛА и дальности до расчетного положения ЛА на глиссаде для выполнения безопасности посадки.These signals are fed to the calculator 10 to determine the difference between the current range to the aircraft and the distance to the calculated position of the aircraft on the glide path according to the general algorithm of the computer 10
Δ D RT = D f - D RT (t t );
D rt (t t ) = D t (t m ) - v о (t t -t m ) - [D t (t m ) / v о T cp ] v о T cp ,
where D t (t m ) is the range at the time when the position of the deck in the maximum position to the aircraft;
v about - flight speed of the aircraft;
t m - time of occurrence of the maximum deviation of the deck from sea level;
t t - current time;
D RT (t t ), D f - the distance to the calculated point and the actual;
ΔD pt is the difference between the actual current range to the aircraft and the distance to the calculated position of the aircraft on the glide path to perform landing safety.
Второй член в формуле учитывает временное запаздывание vо(tт-tм) при определении расчетной дальности, третий член [Dт(tм)/vоTср]vоTср учитывает текущее положение летательного аппарата от ближайшей расчетной точки положения ЛА на глиссаде для безопасной посадки. Сигналы с блока умножения 13 поступают в сумматор 14, где формируется разностный сигнал управления ΔDрт дальностью.The second term in the formula takes into account the time delay v о (t t -t m ) when determining the estimated range, the third term [D t (t m ) / v о T cf ] v о T cp takes into account the current position of the aircraft from the nearest calculated position point Glide path aircraft for a safe landing. The signals from the multiplication unit 13 enter the adder 14, where a differential control signal ΔD rt with a range is formed.
Вторая поправка коррекции дальности [Dт (tм)/vоTср] vоTср появляется вследствие необходимости вычислений из-за неполного периода колебаний, где [...] - число периодов. Это дробное число [...]vоTср характеризует ближайшую к ЛА точку положения его на глиссаде для выполнения безопасной посадки. Алгоритм выделения дробных величин, когда целые числа заменяются нулями, а остаются числа после запятой, следующий:
если [Dт(tм) / vоTср] > 1, то дробная часть числа;
если [Dт(tм) / vоTср] < 1, то возврат счета.The second range correction correction [D t (t m ) / v o T cf ] v o T cf appears due to the need for calculations due to an incomplete oscillation period, where [...] is the number of periods. This fractional number [...] v о T cf characterizes the point of its closest position on the glide path to the aircraft for a safe landing. The algorithm for extracting fractional quantities when integers are replaced with zeros and numbers remain after the decimal point is as follows:
if [D t (t m ) / v о T cp ]> 1, then the fractional part of the number;
if [D t (t m ) / v о T cp ] <1, then return the account.
Для реализации этого алгоритма сигналы с блока 5 поступают в блок умножения 12, на второй вход которого поступает с датчика 8 значение скорости vо в виде уставки, а выход него связан с блоком деления 15. Делимое Dт(tм) на блок 15 формируется с дальномерного канала радиолокационной станции ПРЛС-3 через схему совпадения И-7, где происходит присвоение значений Dт(tм) в памяти блока. Выход блока деления 15 связан с блоком 16 выделения дробных величин, указанного выше. Сигналы последнего поступают на блок умножения 17, на второй вход которого поступают сигналы с блока 12 умножения, формирующего величину vоTср. Выход блока умножения 17 связан с общим сумматором 14. На него же подаются сигналы текущей дальности до ЛА, сформированной на основе дальномерного канала ПРЛС-3. Это посадочная радиолокационная станция, работающая в миллиметровом диапазоне волн, строится по принципу одноканального следящего радиолокатора с коническим сканированием луча антенны, создающим в пространстве равносигнальную зону.To implement this algorithm, the signals from block 5 are fed to the multiplication block 12, the second input of which is supplied from the sensor 8 with a speed value v о in the form of a set point, and its output is connected to the division block 15. The divisible D t (t m ) by block 15 is formed from the rangefinder channel of the radar station PRLS-3 through the coincidence circuit I-7, where the assignment of the values of D t (t m ) in the memory unit. The output of the division unit 15 is connected to the fractional value extraction unit 16 indicated above. The signals of the latter are supplied to the multiplication block 17, the second input of which receives signals from the multiplication block 12, which forms the value of v о T cf. The output of the multiplication block 17 is connected to the common adder 14. It also receives signals of the current range to the aircraft, formed on the basis of the rangefinder channel PRLS-3. This is a landing radar station operating in the millimeter wave range, is built on the principle of a single-channel tracking radar with conical scanning of the antenna beam, creating an equal-signal area in space.
Выход блока 7, определяющего дальность в момент максимального положения палубы Dт (tм), также подается на сумматор 14.The output of the unit 7, which determines the range at the time of the maximum position of the deck D t (t m ), is also fed to the adder 14.
В целом вычислитель 10 внутренне и функционально связан с блоком 11 обновления начальных данных и включения решения, что требует цифрового (цифроаналогового) выполнения блока. In general, the calculator 10 is internally and functionally connected to the block 11 for updating the initial data and turning on the solution, which requires a digital (digital-analog) block execution.
Управляющий сигнал ΔDрт с сумматора 14 поступает на корабельную линию передачи сигналов управления ЛПСУ 18 и далее по радиосвязи - в бортовую ЛПСУ 19, связанную с вычислителем 21 сигналов управления по дальности и САУ 20. В вычислителе 21 формируется сигнал управления автоматом тяги в виде алгоритма
ΔDрт.упр = ΔDрт(id+μd(Tp/(Tp+1))),
где id, μd - коэффициенты, устанавливаемые на усилителях 22, 23, с помощью делителей напряжений, изодромного фильтра 24 с передаточной функцией W(p) = Tр / (Tр + 1), где T - постоянная времени, и далее производится сложение на сумматоре 25. Сигналы с выхода вычислителя 21 (с сумматора 25) поступают на автомат тяги 27 и на директорный прибор 28 для отработки этих сигналов летчиком 30 в полуавтоматическом режиме управления. Автомат тяги 27 обеспечивает управление ЛА по дальности ΔDрт и, кроме того, управление по воздушной скорости - углу атаки α. Для этого из САУ 20 в сумматор 26 поступают сигналы (обобщенно) α, Δvт, δв [3].
Полный алгоритм реализует в виде
где 
vзад - в момент включения корректора скорости;
Δ vт = vзад - vт, vт - текущая скорость.The control signal ΔD rt from the adder 14 is fed to the ship line for transmitting LPSU control signals 18 and then by radio to the on-board LPSU 19 connected to the range control computer 21 and the self-propelled guns 20. In the calculator 21, a control signal for the automatic traction machine is generated in the form of an algorithm
ΔD mercury = ΔD mercury (i d + μ d (T p / (T p +1))),
where i d , μ d are the coefficients installed on the amplifiers 22, 23, using voltage dividers, an isodromic filter 24 with the transfer function W (p) = T p / (T p + 1), where T is the time constant, and further addition is done on the adder 25. The signals from the output of the calculator 21 (from the adder 25) are fed to the traction machine 27 and to the director device 28 for working out these signals by the pilot 30 in a semi-automatic control mode. Automatic traction 27 provides control of the aircraft in range ΔD RT and, in addition, control in air speed - angle of attack α. For this, from the self-propelled guns 20 to the adder 26 the signals (generically) α, Δv t , δ in [3] are received.
The full algorithm implements in the form
Where
v ass - at the time of inclusion of the speed corrector;
Δ v t = v ass - v t , v t - current speed.
Сигнал по углу атаки учитывает изменение тяги ΔR для компенсирования угла наклона траектории полета θ, сохранения постоянства воздушной скорости при изменении лобового сопротивления от изменения угла атаки α. Член угла отклонения руля высоты δв обеспечивает изменение тяги ΔR, пропорционально отклонению летчиком ручки управления в продольном канале для компенсации аэродинамического запаздывания между командным сигналом летчика и изменением угла атаки при прохождении воздушной ямы за кораблем.The signal according to the angle of attack takes into account the change in thrust ΔR to compensate for the angle of inclination of the flight path θ, to maintain a constant airspeed when changing drag from changing the angle of attack α. A member of the angle of deviation of the elevator δ in provides a change in thrust ΔR, proportional to the pilot's deviation of the control stick in the longitudinal channel to compensate for the aerodynamic delay between the pilot's signal and the angle of attack during the passage of the air hole behind the ship.
Сервопривод автомата тяги 27 или летчик воздействуют на рукоятку управления двигателем РУД, на сумматор 31 - муфту пересиливания для управления тягой двигателя 32. The servo drive of the traction machine 27 or the pilot acts on the throttle control stick of the throttle, and on the adder 31, the overpower clutch to control the thrust of the engine 32.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95104062A RU2129971C1 (en) | 1995-03-22 | 1995-03-22 | Flying vehicle speed control system for control of speed during deck landing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95104062A RU2129971C1 (en) | 1995-03-22 | 1995-03-22 | Flying vehicle speed control system for control of speed during deck landing |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95104062A RU95104062A (en) | 1996-12-10 |
| RU2129971C1 true RU2129971C1 (en) | 1999-05-10 |
Family
ID=20165843
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95104062A RU2129971C1 (en) | 1995-03-22 | 1995-03-22 | Flying vehicle speed control system for control of speed during deck landing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2129971C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103984353A (en) * | 2014-04-27 | 2014-08-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | Lateral track motion estimation and compensation method based on motion platform |
| 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 |
-
1995
- 1995-03-22 RU RU95104062A patent/RU2129971C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Павленко В.Ф. Корабельные самолеты. - М.: Военное издательство, 1990, с.260. * |
Cited By (2)
| 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 |
| CN103984353A (en) * | 2014-04-27 | 2014-08-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | Lateral track motion estimation and compensation method based on motion platform |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU95104062A (en) | 1996-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0775336B1 (en) | Method and apparatus for an improved autopilot system providing for late runway change | |
| US5716032A (en) | Unmanned aerial vehicle automatic landing system | |
| US4159088A (en) | System for reducing aircraft fuel consumption | |
| US5459666A (en) | Time and fuel display | |
| DE602005004059T2 (en) | Aircraft automatic control apparatus, aircraft automatic landing apparatus, aircraft automatic starting and landing apparatus, aircraft automatic starting method, aircraft automatic landing method, and aircraft automatic takeoff and landing method | |
| EP0037159B1 (en) | Control system for aircraft vertical path guidance | |
| EP0321876B1 (en) | Control system for helicopters | |
| AU2005200149A1 (en) | Method of terrain following | |
| US5522567A (en) | Energy management system for a gliding vehicle | |
| RU2129971C1 (en) | Flying vehicle speed control system for control of speed during deck landing | |
| EP0224279B1 (en) | Apparatus and methods for generating aircraft control commands using nonlinear feedback gain | |
| GB2208017A (en) | Guidance systems | |
| US4551804A (en) | Approach to hover control system for helicopters | |
| US3094299A (en) | Autopilot | |
| RU2242800C2 (en) | Method for approach landing | |
| RU2279119C1 (en) | Adaptive system for controlling flight height of an aircraft | |
| US3471108A (en) | Periodically grounded inertial navigator | |
| RU2749214C1 (en) | Flight and navigation system of a transport aircraft | |
| RU2344948C2 (en) | Method and system for advanced automatic control of one or more vehicle functions | |
| Hicks | Advanced cruise missile guidance system description | |
| US3119582A (en) | Control apparatus | |
| RU2025414C1 (en) | Method of automatic landing of aircraft | |
| US4672548A (en) | Speed capture in climb for aircraft | |
| MEYER, JR et al. | Real-time pilot guidance system for improved flight-test maneuvers | |
| US4577194A (en) | Area navigational system |