RU2520872C2 - Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку - Google Patents
Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку Download PDFInfo
- Publication number
- RU2520872C2 RU2520872C2 RU2012129081/11A RU2012129081A RU2520872C2 RU 2520872 C2 RU2520872 C2 RU 2520872C2 RU 2012129081/11 A RU2012129081/11 A RU 2012129081/11A RU 2012129081 A RU2012129081 A RU 2012129081A RU 2520872 C2 RU2520872 C2 RU 2520872C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- runway
- input
- landing
- unit
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к комплексной системе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку. Система включает инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, индикатор посадочных сигналов (ИПС), блок комплексной обработки информации (КОИ), спутниковую навигационную систему, блок памяти, блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП), блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ, первый и второй сумматоры, блок определения угла места ВКГРМ. Технический результат заключается в повышении надежности и безопасности совершения посадки летательного аппарата. 7 ил.
Description
Предлагаемая комплексная система (КС) предназначена для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА).
В целом, полет любого ЛА можно разделить на такие этапы:
- взлет;
- полет по маршруту;
- посадка.
Этап посадки является наиболее ответственным и напряженным участком полета. Близость земли и контакт с поверхностью взлетно-посадочной полосы (ВПП) требуют высокой точности управления угловыми, скоростными и траекторными параметрами полета.
Теоретические и практические аспекты функционирования бортового и наземного оборудования, обеспечивающего выполнение посадки ЛА, освещены в следующих работах:
1. Авиационная радионавигация. Справочник. Под ред. Сосновского А.А. - М: Транспорт, 1990, 264.
2. Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972. 352.
3. Воробьев Л.М. Воздушная навигация. - М.: Машиностроение, 1984, 256.
4. Гуськов Ю.П. Дискретно-непрерывное управление программным выведением самолетов. - М.: Машиностроение, 1987, 128.
5. И.И.Помыкаев, В.П.Селезнев, Л.А.Дмитроченко "Навигационные приборы и системы". - М.: Машиностроение, 1983.
6. О.А.Бабич "Обработка информации в навигационных комплексах". - М.: Машиностроение, 1991.
7. Рогожин В.О., Синєглазое В.М., Фiляшкiн М.К. Пiлотажно-навiгацiйнi комплекси повiтряних суден. - К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005. (на украинском языке).
8. С.С.Ривкин, Р.И.Ивановский, А.В.Костров "Статистическая оптимизация навигационных систем". - Л.: Судостроение, 1976.
9. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.Ф.. - М.: Транспорт, 1988.
10. Ф.В.Репников, Г.П.Сачков, А.И.Черноморский "Гироскопические системы". - М.: Машиностроение, 1983.
На большинстве современных аэродромов траектория захода на посадку формируется равносигнальными зонами электромагнитных излучений наземных курсового (КРМ) и глиссадного (ГРМ) радиомаяков, пересечение которых представляет заданную траекторию захода на посадку.
Подробное описание процессов и процедур формирования заданной траектории захода на посадку с помощью наземных КРМ и ГРМ приведено в главах 7, 8 справочника [1], главе 2 книги [2], разделе 2.7 книги [7], разделе 7.1 справочника [9].
Описание особенностей функционирования бортовых радиотехнических систем посадки (БРСП), измеряющих отклонения ЛА от траектории посадки, сформированной с помощью КРМ и ГРМ, приведено в главе 3 книги [2], главах 2 и 8 книги [7], главе 4 книги [4].
Для ручного и автоматического управления ЛА на этапе посадки необходима разнообразная информация о параметрах его движения: курсе, крене, тангаже, скорости, координатах, высоте. Для измерения этих параметров на борту современных ЛА наибольшее применение нашли инерциальные навигационные системы (ИНС), системы воздушных сигналов (СВС) и спутниковые навигационные системы (СНС).
Теоретические и практические аспекты функционирования ИНС, СВС и СНС отражены в книгах [3, 5, 7, 10].
Для повышения точности и надежности определения навигационных данных, в том числе на этапе посадки, в настоящее время широко используются методы комплексной обработки информации (КОИ) от различных по физическому принципу действия систем, в частности: от ИНС, СВС и СНС.
Различные аспекты применения некоторых методов КОИ навигационных систем отражены в книгах [5, 6, 7, 8].
Известны устройства, обеспечивающие полет ЛА по заданной траектории посадки. Эти устройства обеспечивают измерение отклонений ЛА от траектории посадки, сформированной с помощью КРМ и ГРМ, выработку сигналов, подаваемых в индикатор посадочных сигналов (ИПС) или в систему автоматического управления ЛА, с целью обеспечения вывода ЛА в заданную малую область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения ЛА, где экипажем принимается решение о приземлении или о совершении повторного захода на посадку.
Из известных устройств наиболее близким по технической сущности является устройство, описанное в вышеупомянутой книге [7] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфах 2.7 и 8.2. Данное устройство выбирается в качестве прототипа.
В данном устройстве для захода на посадку используется траектория, формируемая равносигнальными зонами наземных КРМ и ГРМ. Рисунки, иллюстрирующие процесс формирования траектории захода на посадку излучением КРМ и ГРМ, изображены на стр.52 книги [7] (рис.2.6) и стр.152 справочника [1] (рис.7.2), аутентичные копии которых представлены на фиг.1 и фиг.2 материалов заявки.
Особенностью прототипа является использование для управления не линейных, а угловых отклонений от траектории: εг - угловое отклонение ЛА от плоскости глиссады, εк - угловое отклонение ЛА от плоскости посадочного курса. Рисунок, иллюстрирующий процесс следования ЛА по заданной траектории захода на посадку в вертикальной плоскости, изображен на стр.254 книги [7] (рис.8.7), а его аутентичная копия представлена на фиг.3 материалов заявки.
Как следует из содержания книги [7], в целом устройство-прототип включает ИНС, СВС, выходы которых поданы соответственно на первый и второй входы ИПС и одновременно на первый и второй входы блока КОИ, третий вход которого соединен с выходом СНС, а выход подан на третий вход ИПС, БРСП, три выхода которой поданы соответственно на пятый, шестой и седьмой входы ИПС, а также блок памяти (БП), выход которого через блок определения параметров ВПП подан на четвертый вход ИПС.
Блок-схема устройства-прототипа представлена на фиг.6 и включает ИНС 1, СВС 2, СНС 3, блок КОИ 4, ИПС 5, БП 6, блок определения параметров ВПП 7 и БРСП 8 с пультом управления (ПУ) 9.
Устройство-прототип обеспечивает измерение курса, крена, тангажа, путевой скорости и координат местоположения ЛА с помощью ИНС, высоты относительно аэродрома с помощью СВС, измерение путевой скорости и координат местоположения с помощью СНС, определение точных значений координат местоположения, скорости, курса, крена и тангажа путем комплексной обработки информации от ИНС, СВС и СНС, формирование курса ВПП, измерение дальности до ближнего торца ВПП и углов отклонения в вертикальной и горизонтальной плоскостях от траектории посадки радиотехническими методами, индикацию курса, крена, тангажа, скорости, высоты, дальности до торца ВПП, курса ВПП, углов отклонения по глиссаде и курсу.
Сигналы курса, крена, тангажа, скорости, высоты, дальности до торца ВПП, курса ВПП, углов отклонения по курсу и по глиссаде являются также выходными сигналами устройства-прототипа и, как правило, подаются на входы системы автоматического управления ЛА.
В устройстве-прототипе с помощью ИНС измеряют курс, крен, тангаж, путевую скорость, координаты местоположения, а с помощью СВС измеряют высоту относительно аэродрома. ИНС и СВС являются автономными системами и обеспечивают непрерывное измерение указанных параметров. Однако в их сигналах могут присутствовать достаточно существенные погрешности, обусловленные причинами методического и инструментального характера.
С помощью СНС в устройстве-прототипе измеряют скорость относительно поверхности земли и координаты местоположения ЛА с высокой точностью. Однако СНС является неавтономной радиотехнической системой и не может обеспечить непрерывность указанных измерений, а ее сигналы подвержены помехам естественного и искусственного характера.
Поэтому в устройстве-прототипе сигналы ИНС и СВС корректируют по данным от СНС с использованием известного метода КОИ - метода оптимальной фильтрации случайных сигналов Калмана (ОФК). Метод ОФК позволяет при наличии достоверных сигналов от СНС осуществлять оценивание погрешностей ИНС и СВС, а при пропадании сигналов от СНС или их недостоверности осуществлять прогноз изменения погрешностей ИНС и СВС.
Для измерения дальности до радиомаяка, размещенного у торца ВПП, и отклонений ЛА от заданной излучением КРМ и ГРМ траектории посадки в системе-прототипе используется БРСП, настройку которого на частоту работы наземных РМ осуществляют с помощью ПУ.
Для реализации ручного режима захода на посадку на ИПС одновременно индицируют в виде вертикально и горизонтально ориентированных планок отклонения ЛА от заданной траектории по курсу sK, по глиссаде sr, а также сигналы курса, крена, тангажа, скорости, высоты, направления ВПП, дальности до торца ВПП.
Наземное радиомаячное оборудование для формирования траектории посадки достаточно дорого стоит. Для его поддержания в работоспособном состоянии требуется регулярно проводить дорогостоящие работы по проверке, калибровке и регулировке. Поэтому, как показывает практика, далеко не все аэродромы оснащаются наземным радиотехническим посадочным оборудованием, а уже установленное оборудование временно может быть в неработоспособном или неисправном состоянии.
Сигналы, излучаемые наземными КРМ и ГРМ, в силу своей радиотехнической природы подвержены искажениям и помехам, связанными с характером подстилающей поверхности, состоянием атмосферы, работой внешних электрических и радиотехнических устройств и т.п. Наличие в конкретный момент времени значительных нерасчетных помех в сигналах КРМ и ГРМ может привести к ухудшению характеристик всего контура управления ЛА и даже к аварийной ситуации.
Известным недостатком этого способа (стр.254 [7]) также является нестационарность динамических характеристик режима посадки при использовании угловых параметров отклонения центра масс ЛА от заданной траектории (εг, εк). На разных расстояниях до радиомаяка, при одинаковых линейных отклонениях от заданной траектории посадки, угловые отклонения имеют разные значения и соответственно вносят различный вклад в результирующий управляющий сигнал. Это по мере приближения к радиомаяку может привести к ухудшению характеристик всего контура управления. Особенно это актуально для контура управления по глиссаде, т.к. ГРМ размещается у ближнего к ЛА торца ВПП (см. фиг.3).
К недостаткам прототипа также может быть отнесена невозможность оперативного управления экипажем наклоном траектории посадки, т.к. ее наклон задается настройками наземных радиомаяков. В некоторых ситуациях возникает необходимость совершить посадку с более крутым наклоном траектории по сравнению с задаваемой наземными радиомаяками.
Целью предлагаемого изобретения является, прежде всего, повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, расширение функциональных возможностей по управлению наклоном траектории посадки, а также увеличение точности формирования заданной траектории посадки.
Данные цели достигаются тем, что построение траектории посадки осуществляется не с помощью наземных радиотехнических устройств (дальномерный РМ, КРМ и ГРМ), а полностью на борту ЛА с использованием задаваемого экипажем угла наклона траектории посадки, точных данных о координатах и высоте ЛА, полученных методом КОИ от ИНС, СВС и СНС, а также параметров так называемого "виртуального курсо-глиссадного радиомаяка" (ВКГРМ).
Необходимость ввода в процедуру формирования заданной траектории посадки ВКГРМ объясняется, прежде всего, необходимостью обеспечения взаимодополняемости и взаимозаменяемости на борту ЛА традиционных процедур управления и процедур управления, обеспечиваемых предлагаемым устройством. С этой точки зрения в предлагаемом устройстве по отношению к прототипу обеспечивается идентичность интерфейса для систем индикации и систем автоматического управления на множестве уже разработанных и эксплуатируемых ЛА, а также учитываются теоретические и практические навыки работающего в настоящее время летного состава.
Схема размещения ВКГРМ относительно ВПП в горизонтальной плоскости полностью соответствует стандартной схеме размещения на аэродроме реальных КРМ, а в вертикальной плоскости ВКГРМ размещается под реальным КРМ на продолжении траектории посадки.
В соответствии со стандартной схемой оснащения аэродромов радиотехническим оборудованием КРМ размещается на продолжении оси ВПП на некотором удалении от торца ВПП. Для разных аэродромов величина удаления ΔDKPM варьируется, но, как правило, она равна 1000 м (см. фиг.1).
Как показывает практика, в бортовых устройствах памяти современных ЛА могут храниться следующие наборы данных, характеризующие конкретную ВПП на конкретном аэродроме:
- координаты центра ВПП φЦ, λЦ, длина ВПП ΔDВПП и курс ВПП ψВПП;
- координаты двух торцов ВПП φТ1, λТ1 и φТ2, λТ2.
С информационной точки зрения оба наборы идентичны и в полной мере характеризуют геометрическую схему конкретной ВПП, например, для первого набора данных координаты торцов ВПП являются производными параметрами от φЦ, λЦ, ΔDВПП и ψВПП и, наоборот, для второго набора данных координаты центра ВПП, длина ВПП и курс ВПП являются производными параметрами от φТ1, λТ1 и φТ2, λТ2. С учетом этого факта в предлагаемом изобретении осуществляется привязка схемы размещения ВКГРМ к дальнему торцу ВПП и предполагается, что в БП хранятся φт1,λт1 и φТ2, λT2.
В результате в предлагаемом устройстве процедура построения и управления траекторией захода ЛА на посадку не будет зависеть от наличия/исправности на конкретном аэродроме дальномерного РМ, КРМ и ГРМ, наличия в сигналах КРМ и ГРМ случайных помех, будет повышена устойчивость процесса управления ЛА в вертикальной плоскости на малых расстояниях до точки посадки, а экипажу будет обеспечена возможность по управлению наклоном траектории посадки.
Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков в системе, включающей ИНС, СВС, выходы которых поданы соответственно на первый и второй входы ИПС и одновременно на первый и второй входы блока КОИ, третий вход которого соединен с выходом СНС, а выход подан на третий вход ИПС, а также БП, выход которого через блок определения параметров ВПП подан на четвертый вход ИПС, выход блока определения параметров ВПП через последовательно соединенные блок определения местоположения ВКГРМ, блок определения пеленга и дальности ВКГРМ и первый сумматор соединен с пятым входом ИПС, на шестой вход которого через последовательно соединенные блок определения угла места ВКГРМ и второй сумматор подан выход блока КОИ, выход которого также одновременно подан непосредственно на второй вход блока определения пеленга и дальности ВКГРМ, а через блок определения дальности до ближнего торца ВПП на седьмой вход ИПС, причем вторые входы первого сумматора и блока определения дальности до ближнего торца ВПП соединены с выходом блока определения параметров ВПП, второй вход второго сумматора соединен с выходом задатчика угла наклона глиссады, выход которого также подан на второй вход блока определения местоположения ВКГРМ, выход которого также подан на второй вход блока определения угла места ВКГРМ, третий вход которого соединен с выходом блока определения пеленга и дальности ВКГРМ.
Рисунки, иллюстрирующие функционирование предлагаемой системы в горизонтальной и вертикальной плоскостях, представлены соответственно на фиг.4 и 5.
Блок-схема предлагаемой системы представлена на фиг.7 и включает:
1 - ИНС,
2 - СВС,
3 - СНС,
4 - блок КОИ,
5 - ИПС,
6 - БП,
7 - блок определения параметров ВПП,
10 - блок определения местоположения ВКГРМ,
11 - блок определения пеленга и дальности ВКГРМ,
12 - первый сумматор,
13 - блок определения угла места ВКГРМ,
14 - второй сумматор,
15 - блок определения дальности до ближнего торца ВПП,
16 - задатчик угла наклона глиссады.
Предлагаемая система функционирует следующим образом.
В процессе подготовки ЛА к полету или непосредственно в полете экипаж с помощью задатчика угла наклона глиссады 16 формирует требуемый угол наклона заданной траектории посадки α0. По умолчанию на выходе задатчика формируется стандартное значение угла наклона заданной траектории посадки, например α0=3°.
С помощью ИНС 1 измеряют курс, крен, тангаж, скорость, координаты местоположения ЛА. С помощью СВС 2 измеряют высоту ЛА относительно аэродрома. С помощью СНС 3 измеряют с высокой точностью скорость, координаты местоположения, высоту ЛА и используют их для оценки погрешностей ИНС и СВС.
Оценку или прогноз погрешностей ИНС и СВС по данным от СНС осуществляют в блоке КОИ 4 с использованием метода ОФК.
В блоке определения параметров ВПП 7 с использованием хранящейся в БП 6 информации формируют значения координат и высот торцов ВПП φT1, λT1, HT1, φT2, λT2, HT2 курса ψВПП и длины ΔDВПП ВПП:
где ΔφA=(φT2-φT1)·R,=(λT2-λT1)·R·cosφT1, R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км.
В блоке определения местоположения ВКГРМ 10, с использованием параметров ВПП φT1, λT1, HT1, φT1, λT2, HT2, параметров стандартной схемы размещения посадочного радиотехнического оборудования на аэродроме, в частности удаления КРМ от торца ВПП ΔDKPM, удаления расчетной точки касания ВПП от ее ближнего торца δDТП и заданного экипажем угла наклона траектории посадки α0, формируют координаты и высоту местоположения ВКГРМ:
φВКГРМ=φТ2+ΔDKPM·cosψВПП/R,
λВКГРМ=λТ2+ΔDКРМ·sinψВПП/R·cosφТ1,
НВКГРМ=НТ2-(ΔDВПП+ΔDКРМ-δDТП)·tgα0.
Горизонтальная дальность до ближнего торца ВПП определяется в блоке определения дальности до ближнего торца ВПП 15:
где Δφ1=(φT1-φЛА)·R, Δλ1=(λT1-λЛА)·R·cosφТ1.
Пеленг и горизонтальная дальность до ВКГРМ определяется в блоке определения пеленга и дальности ВКГРМ 11:
где Δφ2=(φВКГРМ-φЛА)·R, Δλ2=(λВКГРМ-λЛА)·R·cosφВКГРМ.
Угол места ВКГРМ определяется в блоке определения угла места ВКГРМ 13:
Угловые отклонения ЛА от заданной траектории посадки определяются соответственно в сумматорах 12 и 14:
εКВ=РВКГРМ-ψВПП,
εГВ=αВКГРМ-α0.
Сигналы отклонений от заданной траектории посадки по курсу εКВ и глиссаде εГВ подаются на ИПС для обеспечения посадки в ручном режиме и на выход устройства для информационного обеспечения посадки в автоматическом режиме.
Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.
Claims (1)
- Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку, включающая инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, выходы которых поданы соответственно на первый и второй входы индикатора посадочных сигналов и на первый и второй входы блока комплексной обработки информации, третий вход которого соединен с выходом спутниковой навигационной системы, а выход подан на третий вход индикатора посадочных сигналов, а также блок памяти, выход которого через блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП) подан на четвертый вход индикатора посадочных сигналов, отличающаяся тем, что выход блока определения параметров ВПП через последовательно соединенные блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ и первый сумматор соединен с пятым входом индикатора посадочных сигналов, на шестой вход которого через последовательно соединенные блок определения угла места ВКГРМ и второй сумматор подан выход блока комплексной обработки информации, выход которого также одновременно подан непосредственно на второй вход блока определения пеленга и дальности ВКГРМ, а через блок определения дальности до ближнего торца ВПП на седьмой вход индикатора посадочных сигналов, причем вторые входы первого сумматора и блока определения дальности до ближнего торца ВПП соединены с выходом блока определения параметров ВПП, второй вход второго сумматора соединен с выходом задатчика угла наклона глиссады, выход которого также подан на второй вход блока определения местоположения ВКГРМ, выход которого также подан на второй вход блока определения угла места ВКГРМ, третий вход которого соединен с выходом блока определения пеленга и дальности ВКГРМ.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012129081/11A RU2520872C2 (ru) | 2012-07-10 | 2012-07-10 | Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012129081/11A RU2520872C2 (ru) | 2012-07-10 | 2012-07-10 | Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012129081A RU2012129081A (ru) | 2014-01-20 |
RU2520872C2 true RU2520872C2 (ru) | 2014-06-27 |
Family
ID=49944818
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012129081/11A RU2520872C2 (ru) | 2012-07-10 | 2012-07-10 | Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2520872C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2598111C2 (ru) * | 2014-12-30 | 2016-09-20 | Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (АО "РПКБ") | Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку |
RU2662576C1 (ru) * | 2017-09-11 | 2018-07-26 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку |
RU2668597C1 (ru) * | 2017-11-30 | 2018-10-02 | Андрей Викторович Тельный | Способ выявления неисправностей и отказов бортовых измерителей параметров движения и спутниковых навигационных систем движущихся объектов |
RU2692079C1 (ru) * | 2018-08-06 | 2019-06-21 | Николай Иванович Войтович | Способ и устройство контроля за положением глиссады и координатами самолёта в дальней зоне |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1990004795A1 (en) * | 1988-10-26 | 1990-05-03 | The Marconi Company Limited | Aircraft landing approach system |
RU2092887C1 (ru) * | 1994-05-19 | 1997-10-10 | Багдалова Нина Александровна | Система контроля посадки летательных аппаратов |
SU984158A1 (ru) * | 1981-05-29 | 2005-10-10 | Г.Б. Воронов | Система управления посадкой самолета |
RU2353552C1 (ru) * | 2007-09-17 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Способ посадки летательного аппарата |
-
2012
- 2012-07-10 RU RU2012129081/11A patent/RU2520872C2/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU984158A1 (ru) * | 1981-05-29 | 2005-10-10 | Г.Б. Воронов | Система управления посадкой самолета |
WO1990004795A1 (en) * | 1988-10-26 | 1990-05-03 | The Marconi Company Limited | Aircraft landing approach system |
RU2092887C1 (ru) * | 1994-05-19 | 1997-10-10 | Багдалова Нина Александровна | Система контроля посадки летательных аппаратов |
RU2353552C1 (ru) * | 2007-09-17 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Способ посадки летательного аппарата |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2598111C2 (ru) * | 2014-12-30 | 2016-09-20 | Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (АО "РПКБ") | Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку |
RU2598111C9 (ru) * | 2014-12-30 | 2016-10-20 | Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (АО "РПКБ") | Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку |
RU2662576C1 (ru) * | 2017-09-11 | 2018-07-26 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку |
RU2668597C1 (ru) * | 2017-11-30 | 2018-10-02 | Андрей Викторович Тельный | Способ выявления неисправностей и отказов бортовых измерителей параметров движения и спутниковых навигационных систем движущихся объектов |
RU2692079C1 (ru) * | 2018-08-06 | 2019-06-21 | Николай Иванович Войтович | Способ и устройство контроля за положением глиссады и координатами самолёта в дальней зоне |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012129081A (ru) | 2014-01-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2496131C1 (ru) | Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку | |
US7095364B1 (en) | Altitude measurement system and associated methods | |
US9233761B2 (en) | Display apparatus, control support system, and display method | |
US11176836B2 (en) | Flight control system with low-frequency instrument landing system localizer anomaly detection and method of use | |
CN104764447B (zh) | 在接近着陆跑道期间垂直引导飞行器的方法和设备 | |
JP7170103B2 (ja) | 航空機着陸システム及び方法 | |
US9342988B2 (en) | Method and device for determining a linear terrain profile along a lateral approach trajectory of an airport | |
US20100328138A1 (en) | Short baseline helicopter positioning radar for low visibility | |
EP3367065B1 (en) | Cockpit display systems and methods for performing glide slope validation processes during instrument landing system approaches | |
US20150198954A1 (en) | Method for securing a ground speed used an algorithm for guiding landing of an aircraft, associated computer program and device | |
RU2520872C2 (ru) | Комплексная система управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку | |
RU2549506C2 (ru) | Способ управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку | |
RU2546550C1 (ru) | Способ управления траекторией летательного аппарата при посадке на незапрограммированный аэродром | |
KR101398382B1 (ko) | 실시간으로 항공기 착륙 시설의 성능을 평가하는 장치 및 방법 | |
RU2549145C1 (ru) | Способ управления траекторией посадки летательного аппарата на запрограммированный аэродром | |
US7299113B2 (en) | System and method for determining aircraft tapeline altitude | |
RU2585204C1 (ru) | Способ управления летательным аппаратом при заходе на навигационную точку с заданного направления | |
RU2444775C1 (ru) | Способ управления траекторией летательного аппарата при полете по маршруту | |
RU2386176C2 (ru) | Система посадки летательных аппаратов | |
KR100879799B1 (ko) | 지피에스 수신기를 이용한 항공기용 착륙 안내 시스템 | |
EP3306593B1 (en) | Method and system for determining effective approach angle and predicting aircraft landing distance | |
US20210026836A1 (en) | Method for validating at least one predetermined position data stored in an aircraft database, associated computer program and device | |
RU2628043C1 (ru) | Способ вывода самолета в точку начала посадки | |
RU2598111C2 (ru) | Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку | |
RU2461801C1 (ru) | Способ определения скорости ветра на борту летательного аппарата и комплексная навигационная система для его реализации |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HE4A | Change of address of a patent owner |
Effective date: 20210514 |