RU2537201C2 - Method of aircraft control in landing approach - Google Patents

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Aircraft ACS in landing approach comprises landing radio complex including ground glide-path beacon, on-board glide-path beacon and range finder interconnected via radio channel. Besides this system incorporates multiplier, complex control computer and vertical overload transducer, that of pitch angular velocity and angle of attach, steering linkage, integrators, adders and filter connected with aforesaid units. Additionally, this system comprises interconnected filters, adders, six nonlinear units, sensor of pilot interference in aircraft control, bank angle transducer, inverter, two-position switch, three units of signal transmission static factors and aircraft vertical flight speed transducer.

EFFECT: higher efficiency and reliability.

5 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системе автоматического управления самолетом при заходе на посадку в продольной плоскости по заданной траектории (глиссаде) снижения, задаваемой радиотехническими или иными средствами посадки.The invention relates to the field of aviation technology, and in particular to a system for automatic control of an aircraft when approaching in a longitudinal plane along a predetermined descent path (glide path) defined by radio engineering or other means of landing.

Известна система автоматического управления (САУ) самолетом при заходе на посадку, использующая в качестве координаты управления сигнал угла тангажа (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М.: Машиностроение, 1975, с.81., рис.2.21). Однако данной системе с углом тангажа в качестве координаты управления свойственны невысокие характеристики ветроустойчивости (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М.: Машиностроение, 1975, с.99).A known automatic control system (ACS) for an airplane approaching using the pitch angle signal as a control coordinate (Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Automatic landing systems. M.: Mechanical Engineering, 1975, p. 81., fig. 2.21). However, this system with a pitch angle as the control coordinate is characterized by low wind resistance characteristics (Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Automatic landing systems. M .: Mashinostroenie, 1975, p.99).

Более высокими характеристиками ветроустойчивости обладает система автоматического управления самолетом при заходе на посадку, в которой в качестве координаты управления используется сигнал вертикальной перегрузки (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М.: Машиностроение, 1975, с.83, рис.2.23а). Но практика эксплуатации самолетов, оснащенных такой системой, выявила ее недостаточную помехозащищенность. Сигнал углового отклонения самолета от глиссады снижения, формируемый существующими посадочными радиотехническими системами (РТС), содержит в себе аддитивную помеху с частотой ≈1 Гц и с амплитудой, доходящей до 10% от максимального уровня полезного сигнала (так называемую «герцовку»). Принципиальная необходимость дифференцирования сигнала отклонения самолета от глиссады снижения в рассматриваемой системе управления приводит к увеличению уровня помех в сигнале заданной перегрузки, требует дополнительных мер по их фильтрации фильтрами с большими постоянными времени, что приводит к ухудшению динамических характеристик процессов управления.The system of automatic aircraft control during approach, in which the vertical overload signal is used as the control coordinate (Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Automatic landing systems. M: Mechanical engineering, has higher wind resistance characteristics) , 1975, p. 83, fig. 2.23a). But the practice of operating aircraft equipped with such a system revealed its lack of noise immunity. The signal of the aircraft’s angular deviation from the glide path formed by the existing landing radio engineering systems (RTS) contains an additive interference with a frequency of ≈1 Hz and with an amplitude reaching up to 10% of the maximum level of the useful signal (the so-called “hertz”). The fundamental need to differentiate the signal of the aircraft deviation from the glide path of the reduction in the control system under consideration leads to an increase in the level of interference in the signal of a given overload, requires additional measures for filtering them with filters with large time constants, which leads to a deterioration in the dynamic characteristics of control processes.

Наиболее близкой к заявляемой системе (прототипом) является система автоматической посадки летательных аппаратов (Кабачинский В.В., Калинин Ю.И., Минеев М.И., патент RU 2 284 058 С2, МПК G08G 5/02, B64D 45/04, 2006 г.), содержащая посадочную РТС, включающую в себя наземный глиссадный радиомаяк (ГРМ), связанные с ним через радиоканал бортовой глиссадный радиоприемник (ГРП) и дальномер, блок умножения, первый вход которого соединен с выходом ГРП, вычислитель комплексной системы управления (КСУ) и связанные с ним датчики вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа, угла атаки, рулевой привод, вход которого соединен с выходом КСУ, а выход - с поверхностями управления самолетом по тангажу (в продольной плоскости), первый и второй интеграторы, первый и второй сумматоры, сглаживающий фильтр. Кроме того, она содержит в бортовой части самолета бортовую аппаратуру потребителей, состоящую из спутниковой навигационной системы (СНС), скомплексированной с инерциальной навигационной системой (ИС), блок формирования траекторных параметров, предназначенный для фильтрации и интегрирования вертикальной скорости полета самолета, поступающей на него с бортовой аппаратуры потребителей, подключенный к приемнику СНС индикатор летчика, радиовысотомер, компаратор, блок фильтрации линейных траекторных параметров СНС со вторым сглаживающим фильтром, блок фильтрации угловых отклонений от равносигнальных зон посадочной РТС, выполненный на сумматоре и интеграторе, схему НЕ, последовательно соединенную с компаратором, два входа которого соединены с задатчиком высоты 60-70 м и радиовысотомером, при этом выход блока формирования траекторных параметров по отклонению от глиссады соединен с входом первого сумматора блока фильтрации, третий выход бортовой аппаратуры потребителей по дальности D_грм до радиомаяка ГРМ соединен через блок умножения с первым входом интегратора блока фильтрации, второй вход блока умножения через схему НЕ подключен к выходу ГРП, второй выход которого подключен к первому входу второго сумматора блока фильтрации, соединенного со вторым входом интегратора, подключенного ко второму входу первого сумматора, выход которого подключен к второму входу второго сумматора, выделенные блоком фильтрации траекторные параметры используют для формирования управляющих сигналов посадки самолета.Closest to the claimed system (prototype) is a system of automatic landing of aircraft (Kabachinsky V.V., Kalinin Yu.I., Mineev M.I., patent RU 2 284 058 C2, IPC G08G 5/02, B64D 45/04 , 2006), containing the landing RTS, including the ground glide path radio beacon (GRM), the airborne glide path radio receiver (GRF) and a range finder, a multiplier, the first input of which is connected to the hydraulic fracture output, and an integrated control system calculator ( KSU) and related sensors of vertical overload, angular velocity pitch, angle of attack, steering gear, the input of which is connected to the KSU output, and the output - to the aircraft control surfaces by pitch (in the longitudinal plane), the first and second integrators, the first and second adders, a smoothing filter. In addition, it contains on-board part of the aircraft on-board consumer equipment, consisting of a satellite navigation system (SNA), integrated with an inertial navigation system (IS), a block for generating trajectory parameters, designed to filter and integrate the vertical flight speed of the aircraft coming from on-board consumer equipment, pilot indicator connected to the SNA receiver, radio altimeter, comparator, filtering unit for linear trajectory parameters of the SNA with a second smoothing filter, filtering block of angular deviations from the equal-signal zones of the landing RTS, performed on the adder and integrator, a NOT circuit connected in series with a comparator, two inputs of which are connected to a height adjuster of 60-70 m and a radio altimeter, while the output of the block for generating trajectory parameters by deviation from the glide path is connected to the input of the first adder of the filtration unit, the third output of the on-board consumer equipment in the range of the _{timing belt} to the _timing beacon is connected through the multiplication unit to the first input of the integrator of the fi unit Litration, the second input of the multiplication unit through the circuit is NOT connected to the hydraulic fracturing output, the second output of which is connected to the first input of the second adder of the filtering unit connected to the second input of the integrator connected to the second input of the first adder, the output of which is connected to the second input of the second adder, highlighted by the unit filtering, trajectory parameters are used to generate control signals of the aircraft landing.

В указанной системе автоматической посадки самолета по патенту RU 2284058 используется перегрузочный закон управления видаIn the specified system automatic landing aircraft according to patent RU 2284058 used reloading law control type

$$\Delta n_{узад}=K(D_{грм})\cdot \left\{i_{\epsilon г}\cdot \Delta H+{\mu }_{\epsilon г}\cdot \frac{p\cdot \Delta H}{T_{1}p+1}\right\},\text{ (1)}$$

$$\Delta n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d}=K(D_{gRm})\cdot \left\{i_{\epsilon g}\cdot \Delta H+{\mu }_{\epsilon g}\cdot \frac{p\cdot \Delta H}{T_{\mathrm{one}}p+\mathrm{one}}\right\},\text{(one)}$$

где Δn_узад - заданное значение избыточной вертикальной перегрузки, формируемое в САУ и отрабатываемое затем самолетом,where Δn _bridle is the specified value of the excess vertical overload generated in the self-propelled guns and then worked out by the plane,

$$K(D_{грм})=\frac{57,3}{D_{грм}}$$

- Функция от дальности, $$K(D_{gRm})=\frac{57,3}{D_{gRm}}$$

- range function,

i_εг, µ_εг - передаточные числа,i _εg , μ _εg - gear ratios,

Т₁, - постоянная времени закона управления САУ,T ₁ , is the time constant of the control law of self-propelled guns,

ΔН - линейное отклонение самолета от глиссады снижения,ΔН - linear deviation of the aircraft from the glide path of decline,

p - символ дифференцирования сигнала,p is the symbol of signal differentiation,

откуда, с учетом того что $$\frac{57,3}{D_{грм}}\cdot \Delta H={\epsilon }_{г}$$

, где ε_г - угловое отклонение самолета от глиссады снижения, получается следующее выражение для Δn_узад where, given the fact that $$\frac{57,3}{D_{gRm}}\cdot \Delta H={\epsilon }_g$$

Where ε _r - angular deviation of the aircraft from the glide path loss, the following expression for Δn _uzad

$$\Delta n_{узад}=\left\{i_{\epsilon г}\cdot {\epsilon }_{г}+{\mu }_{\epsilon г}\cdot \frac{{\dot{\epsilon }}_{г}}{T_{1}p+1}\right\}\text{, (2)}$$

$$\Delta n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d}=\left\{i_{\epsilon g}\cdot {\epsilon }_g+{\mu }_{\epsilon g}\cdot \frac{{\dot{\epsilon }}_g}{T_{\mathrm{one}}p+\mathrm{one}}\right\}\text{, (2)}$$

где $${\dot{\epsilon }}_{г}$$

- производная сигнала углового отклонения самолета от глиссады снижения по времени (t).Where $${\dot{\epsilon }}_g$$

- derivative of the signal of the angular deviation of the aircraft from the glide path of the decrease in time (t).

Принцип работы системы-прототипа состоит в следующем.The principle of operation of the prototype system is as follows.

На первом этапе (захват глиссады и стабилизация положения самолета на глиссаде) в САУ работает алгоритм (2) формирования сигнала Δn_узад по угловому отклонению самолета от глиссады. При этом:In the first stage (glideslope capture and stabilization of the position of the aircraft on glide path) in ACS algorithm works (2) forming Δn _uzad signal from the angular deviation of the aircraft from the glide path. Wherein:

- специально предусмотренным устройством в системе автоматической посадки постепенно уменьшается коэффициент усиления по мере приближения самолета к ГРМ, к земле;- a specially provided device in the automatic landing system gradually decreases the gain as the aircraft approaches the timing, to the ground;

- в СНС происходит коррекция параметров по сигналам посадочной РТС.- in the SNA, the parameters are corrected according to the signals of the landing RTS.

На втором этапе работы (на высоте 60-70 метров) коррекция в СНС прекращается, система автоматической посадки переходит на управление только по сигналам СНС.At the second stage of operation (at an altitude of 60-70 meters), the correction in the SNA stops, the automatic landing system switches to control only by the SNA signals.

Система автоматической посадки самолета по патенту RU 2284058 отличается ограниченной помехозащищенностью и точностью, поскольку на первом этапе в ней используется сигнал РТС, включающий в себя помеху типа «герцовки». Дифференцирование этого сигнала вызывает значительный уровень помех в сигнале заданной перегрузки. Для подавления помех требуется фильтр с большой постоянной времени Т₁ (а на практике - несколько таких последовательно соединенных фильтров), что приводит к ухудшению динамических характеристик процессов управления и в конечном счете к снижению точности стабилизации самолета на глиссаде снижения. Другим недостатком данной системы является ограниченная функциональная надежность. В случае выхода из строя группировки искусственных спутников Земли (ИСЗ) - например, в результате их уничтожения противником - работа системы автоматической посадки самолета нарушается вплоть до потери управления на малых высотах, когда управление осуществляется только по сигналам СНС.The automatic landing system of an aircraft according to patent RU 2284058 is characterized by limited noise immunity and accuracy, since at the first stage it uses a RTS signal, which includes a hertz type interference. Differentiation of this signal causes a significant level of interference in the signal of a given overload. To suppress interference, a filter with a large time constant T ₁ is required (and in practice, several such series-connected filters), which leads to a deterioration in the dynamic characteristics of control processes and ultimately to a decrease in the accuracy of stabilization of the aircraft on the glide path. Another disadvantage of this system is the limited functional reliability. In the event of a failure of the artificial Earth satellite (AES) constellation - for example, as a result of their destruction by the enemy - the operation of the aircraft’s automatic landing system is disrupted up to the loss of control at low altitudes, when control is carried out only by SNA signals.

Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение помехозащищенности, точности и надежности системы автоматического управления самолетом при заходе на посадку.The technical result of the claimed invention is to increase the noise immunity, accuracy and reliability of the automatic control system of an aircraft during approach.

Технический результат достигается тем, что система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную РТС, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк ГРМ, бортовой глиссадный радиоприемник ГРП и дальномер, блок умножения, первый вход которого соединен с выходом ГРП, вычислитель комплексной системы управления КСУ и связанные с ним датчики вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа и угла атаки, рулевой привод, вход которого соединен с выходом вычислителя КСУ, а выход соединен с поверхностями управления самолетом в продольной плоскости, первый и второй интеграторы, первый и второй сумматоры, фильтр. Кроме того, система дополнительно содержит второй, третий и четвертый фильтры, шесть сумматоров, шесть нелинейных блоков, датчик вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена, инвертор, двухпозиционный ключ, три блока статических коэффициентов передачи сигналов, датчик вертикальной скорости полета самолета, при этом выход датчика вертикальной скорости полета самолета соединен с первым входом первого сумматора, второй вход которого подключен к выходу первого фильтра, а выход подключен к входу первого интегратора, связанного своим выходом с первыми входами второго и третьего сумматоров, выход дальномера через второй фильтр и первый нелинейный блок подключен к второму входу блока умножения, выход которого связан со вторым входом второго сумматора, подключенного своим выходом через первый и третий фильтры со вторым входом третьего сумматора и с первым входом четвертого сумматора, второй вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета, выходы третьего и четвертого сумматоров соответственно через первый и второй блоки статических коэффициентов передачи сигналов соединены с первым и вторым входами пятого сумматора, выход которого соединен с первым входом шестого сумматора и через последовательно соединенные четвертый фильтр, первый нормально-замкнутый контакт двухпозиционного ключа и второй интегратор соединен с первым входом седьмого сумматора, второй вход которого подключен к выходу датчика вертикальной скорости полета самолета, а выход подключен к входам инвертора и третьего блока статического коэффициента передачи сигналов, соединенного своим выходом со вторым входом шестого сумматора, выход второго фильтра через второй нелинейный блок подключен к входу третьего нелинейного блока, второй вход которого соединен с выходом шестого сумматора, второй нормально-разомкнутый контакт двухпозиционного ключа соединен с выходом инвертора, а третий управляющий вход двухпозиционного ключа соединен с выходом датчика вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена через четвертый нелинейный блок соединен с первым входом восьмого сумматора, второй и третий входы которого подключены соответственно к выходам третьего и пятого нелинейных блоков, вход пятого нелинейного блока соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета, выход восьмого сумматора через шестой нелинейный блок подключен к входу вычислителя комплексной системы управления.The technical result is achieved by the fact that the automatic control system of the aircraft at the approach contains the landing radar station, which includes a ground-based glide path radio beacon, an on-board glide path hydraulic fracture receiver and a range finder, a multiplication unit, the first input of which is connected to the hydraulic fracture output, and an integrated system calculator KSU control and related sensors of vertical overload, pitch angular velocity and angle of attack, steering gear, the input of which is connected to the output of the KSU calculator, and the output with uniform with the aircraft control surfaces in the longitudinal plane, the first and second integrators, the first and second adders, a filter. In addition, the system additionally contains a second, third and fourth filter, six adders, six nonlinear blocks, a pilot intervention sensor for controlling the aircraft, a roll angle sensor, an inverter, an on-off key, three blocks of static signal transmission coefficients, and an aircraft vertical speed sensor the output of the aircraft’s vertical speed sensor is connected to the first input of the first adder, the second input of which is connected to the output of the first filter, and the output is connected to the input of the first integrator, With its output with the first inputs of the second and third adders, the output of the range finder through the second filter and the first non-linear block is connected to the second input of the multiplication unit, the output of which is connected to the second input of the second adder connected to its output through the first and third filters with the second input of the third adder and with the first input of the fourth adder, the second input of which is connected to the output of the vertical airplane speed sensor, the outputs of the third and fourth adders, respectively, through the first and second blocks of of the signal transmission coefficients are connected to the first and second inputs of the fifth adder, the output of which is connected to the first input of the sixth adder and through the fourth filter in series, the first normally-closed contact of the on-off key and the second integrator are connected to the first input of the seventh adder, the second input of which is connected to the output of the aircraft’s vertical speed sensor, and the output is connected to the inputs of the inverter and the third block of the static signal transmission coefficient, connected to the output with the second input of the sixth adder, the output of the second filter through the second non-linear block is connected to the input of the third non-linear block, the second input of which is connected to the output of the sixth adder, the second normally-open contact of the on-off key is connected to the inverter output, and the third control input on the on-off key is connected to the output of the pilot intervention sensor in the control of the aircraft, the roll angle sensor through the fourth non-linear block is connected to the first input of the eighth adder, the second and third inputs of which They are connected respectively to the outputs of the third and fifth non-linear blocks, the input of the fifth non-linear block is connected to the output of the aircraft vertical speed sensor, the output of the eighth adder through the sixth non-linear block is connected to the input of the computer of the integrated control system.

Включение в систему автоматического управления самолетом дополнительно трех фильтров и шести сумматоров, а также шести нелинейных блоков, датчика вмешательства летчика в управление самолетом, датчика угла крена, инвертора, двухпозиционного ключа, трех блоков статических коэффициентов передачи сигналов и датчика вертикальной скорости полета самолета, скомпонованных соответствующим образом, позволяет говорить о следующих преимуществах заявляемого изобретения:The inclusion of an additional three filters and six totalizers, as well as six non-linear units, a pilot intervention sensor in the aircraft control, a roll angle sensor, an inverter, an on-off key, three blocks of static signal transmission coefficients, and an aircraft vertical flight speed sensor, included in the corresponding system Thus, we can talk about the following advantages of the claimed invention:

- формирование сигнала Δn_узад осуществляется по сигналам линейного отклонения ΔН и скорости линейного отклонения самолета от глиссады снижения $$\Delta \dot{H}$$

, получаемой без дифференцирования сигнала ΔН на основе комплексной обработки сигналов углового отклонения самолета от глиссады снижения ε_г, вертикальной скорости полета V_y и удаления D_грм самолета от ГРМ, при этом за счет предложенной схемы комплексной обработки сигналов повышается помехозащищенность и динамическая точность работы системы;- the formation of the signal Δn _{bridle is} carried out according to the signals of the linear deviation ΔН and the speed of the linear deviation of the aircraft from the glide path $$\Delta \dot{H}$$

obtained without differentiating the signal ΔН on the basis of complex processing of signals of the angular deviation of the aircraft from the glide path of decreasing ε _g , vertical flight speed V _y and the distance D of the aircraft _timing from the timing, while the proposed scheme of complex signal processing increases the noise immunity and dynamic accuracy of the system;

- система управления самолетом при автоматическом заходе на посадку работает только по сигналам наземной посадочной РТС и не использует сигналы СНС, что повышает ее функциональную надежность в случае вывода из строя группировки ИСЗ;- the aircraft control system during an automatic approach works only on the basis of signals from the ground landing RTS and does not use the SNA signals, which increases its functional reliability in case of failure of the satellite constellation;

- в сигнале Δn_узад присутствует составляющая, которая пропорциональна большим отклонениям текущего значения вертикальной скорости полета самолета V_y от значений 0>V_y>-10 м/с, за счет этого не могут возникать большие значения вертикальной скорости полета самолета и тем самым повышается надежность системы в нештатных ситуациях (например, при сильных порывах ветра, при вмешательствах летчика в процесс управления);- there is a component in the Δn _bridle signal that is proportional to large deviations of the current value of the vertical flight speed of the aircraft V _y from 0> V _y > -10 m / s, due to this, large values of the vertical speed of the flight of the aircraft can not occur and thereby increases the reliability systems in emergency situations (for example, with strong gusts of wind, with pilot interventions in the control process);

- система является астатической, т.к. в сигнал Δn_узад включена интегральная составляющая вида $${\stackrel{⌢}{V}}_y=\frac{1}{p}\left[(i\cdot \Delta H+\mu \dot{H})\cdot \frac{1}{Tp+1}\right]$$

,- the system is astatic, because in Δn _uzad signal included integral component species $${\stackrel{⌢}{V}}_y=\frac{\mathrm{one}}{p}\left[(i\cdot \Delta H+\mu \dot{H})\cdot \frac{\mathrm{one}}{Tp+\mathrm{one}}\right]$$

,

где $${\stackrel{⌢}{V}}_y$$

- оценка вертикальной скорости полета самолета,Where $${\stackrel{⌢}{V}}_y$$

- assessment of the vertical speed of the aircraft,

i, µ, - передаточные числа,i, µ, - gear ratios,

Т - постоянная времени фильтра,T is the filter time constant,

при этом использование астатического закона управления позволяет повысить точность стабилизации самолета на глиссаде снижения;the use of the astatic control law makes it possible to increase the accuracy of stabilization of the aircraft on the glide path;

- командный сигнал Δn_узад ограничивается по величине, а именно при приближении к ГРМ допустимые значения Δn_узад уменьшаются, тем самым снижаются возможные большие отклонения самолета от глиссады снижения, особо опасные на малых высотах, т.е. повышается безопасность автоматического управления и надежность системы управления;- the command signal Δn _{bridle is} limited in magnitude, namely, when approaching the timing, the permissible Δn _{bridle values} decrease, thereby reducing possible large deviations of the aircraft from the glide path, which are especially dangerous at low altitudes, i.e. increases the security of automatic control and the reliability of the control system;

- в сигнал Δn_узад дополнительно введена компенсационная составляющая $$\Delta n_{узад}=\frac{1-\cos \gamma }{\cos \gamma }$$

, обеспечивающая компенсацию потери высоты самолета при крене самолета, за счет этого уменьшается отклонение самолета от глиссады снижения, вызванное углом крена γ, т.е. повышается точность работы заявленной системы.- a compensation component is additionally introduced into the signal Δn _bridle $$\Delta n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d}=\frac{\mathrm{one}-\cos \gamma }{\cos \gamma }$$

, which compensates for the loss of height of the aircraft during roll of the aircraft, due to this, the deviation of the aircraft from the glide path is reduced, caused by the angle of heel γ, i.e. increases the accuracy of the claimed system.

Сущность изобретения поясняется следующими фигурами:The invention is illustrated by the following figures:

на фиг.1 изображена система автоматического управления самолетом при заходе на посадку;figure 1 shows the system of automatic control of the aircraft during approach;

на фиг.2, 3, 4 и 5 представлены характеристики нелинейных блоков 5, 6, 7, 9, 10.figure 2, 3, 4 and 5 presents the characteristics of non-linear blocks 5, 6, 7, 9, 10.

На фиг.1-5 использованы следующие обозначения:Figure 1-5 used the following notation:

1 - глиссадный радиомаяк ГРМ посадочной РТС1 - glide path radio beacon landing RTS

2 - бортовой глиссадный радиоприемник ГРП2 - airborne glidepath hydraulic fracturing radio

3 - датчик вертикальной скорости V_y полета самолета3 - vertical speed sensor V _y flight

4 - блок умножения4 - multiplication block

5, 6, 7, 8, 9, 10 - нелинейные блоки5, 6, 7, 8, 9, 10 - nonlinear blocks

11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18 - сумматоры11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18 - adders

19, 20, 21, 22 - фильтры19, 20, 21, 22 - filters

23 - дальномер23 - range finder

24, 25 - интеграторы24, 25 - integrators

26 - датчик вмешательства летчика в управление самолетом26 - pilot intervention sensor

27 - двухпозиционный ключ с двумя контактными группами и одним управляющим входом27 - on-off key with two contact groups and one control input

28 - инвертор28 - inverter

29, 30, 31 - блоки статических коэффициентов передачи сигналов29, 30, 31 - blocks of static transmission coefficients of signals

32 - датчик угла крена32 - roll angle sensor

33 - датчики вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа и угла атаки33 - sensors for vertical overload, pitch angular velocity and angle of attack

34 - вычислитель комплексной системы управления КСУ34 - computer integrated control system KSU

35 - рулевой привод35 - steering gear

36 - поверхности управления самолетом в продольной плоскости36 - plane control surfaces in the longitudinal plane

ε_г - угловое отклонение самолета от глиссады снижения (градус)ε _g - the angular deviation of the aircraft from the glide path of decline (degree)

V_y - вертикальная скорость полета самолета (м/с)V _y - the vertical speed of the aircraft (m / s)

ΔН* - сигнал оценки линейного отклонения самолета от глиссады снижения на выходе интегратора 24 (м)ΔН * is the signal for estimating the linear deviation of the aircraft from the glide path of descent at the output of the integrator 24 (m)

ΔН_изм - измеренное линейное отклонение самолета от глиссады снижения (м)ΔН _ISM - measured linear deviation of the aircraft from the glide path of decline (m)

$$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

- оценка линейного отклонения самолета от глиссады снижения (м) $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

- assessment of the linear deviation of the aircraft from the glide path of decline (m)

$$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

- оценка скорости линейного отклонения самолета от глиссады снижения (м/с) $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

- estimation of the linear deviation speed of the aircraft from the glide path of descent (m / s)

D_грм - удаление самолета от ГРМ (м)D _timing - the removal of the aircraft from the timing (m)

D_ф - осредненное вторым фильтром 21 удаление самолета от ГРМ, (м)D _f - averaged by the second filter 21 distance of the aircraft from the timing, (m)

γ - угол крена самолета (градус)γ - roll angle of the aircraft (degree)

$${\stackrel{⌢}{V}}_y$$

- оценка вертикальной скорости полета самолета (м/с) $${\stackrel{⌢}{V}}_y$$

- assessment of the vertical speed of the aircraft (m / s)

±N_удоп - уровень ограничения предельных значений заданной перегрузки в единицах перегрузки (ед.пер.)± N _udop - level of limitation of the limit values of a given overload in units of overload (unit per.)

Δn_узад - заданное значение избыточной вертикальной перегрузки (ед.пер.)Δn _bridle - set value of excess vertical overload (unit)

n_y - вертикальная перегрузка самолета (ед.пер.)n _y - vertical overload of the aircraft (unit)

ω_z - угловая скорость тангажа самолета (градус/с)ω _z - the angular velocity of the aircraft pitch (degrees / s)

α - угол атаки самолета (градус)α - angle of attack of the aircraft (degree)

δ - угол отклонения поверхностей управления самолетом в продольной плоскости (градус).δ is the angle of deviation of the aircraft control surfaces in the longitudinal plane (degree).

Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную РТС, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк ГРМ 1, бортовой глиссадный радиоприемник ГРП 2 и дальномер 23, блок умножения 4, первый вход которого соединен с выходом ГРП 2, вычислитель комплексной системы управления КСУ 34 и связанные с ним датчики 33 вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа и угла атаки, рулевой привод 35, вход которого соединен с выходом вычислителя КСУ 34, а выход - с поверхностями управления самолетом в продольной плоскости 36, первый 24 и второй 25 интеграторы, первый 11 и второй 12 сумматоры, фильтр 19. Система дополнительно содержит второй 21, третий 20 и четвертый 22 фильтры, третий 13, четвертый 14, пятый 15, шестой 16, седьмой 17 и восьмой 18 сумматоры, первый 5, второй 6, третий 7, четвертый 8, пятый 9 и шестой 10 нелинейные блоки, датчик вмешательства летчика в управление самолетом 26, датчик угла крена 32, инвертор 28, двухпозиционный ключ 27, первый 29, второй 30 и третий 31 блоки статических коэффициентов передачи сигналов, датчик вертикальной скорости полета самолета 3, выход которого соединен с первым входом первого сумматора 11, второй вход которого подключен к выходу первого фильтра 19, а выход - к входу первого интегратора 24, связанного своим выходом с первыми входами второго 12 и третьего 13 сумматоров, выход дальномера 23 через второй фильтр 21 и первый нелинейный блок 5 подключен к второму входу блока умножения 4, выход которого связан со вторым входом второго сумматора 12, подключенного своим выходом через первый 19 и третий 20 фильтры со вторым входом третьего сумматора 13 и с первым входом четвертого сумматора 14, второй вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета 3, выходы третьего 13 и четвертого 14 сумматоров соответственно через первый 29 и второй 30 блоки статических коэффициентов передачи сигналов соединены с первым и вторым входами пятого сумматора 15, выход которого соединен с первым входом шестого сумматора 16 и через последовательно соединенные четвертый фильтр 22, первый нормально-замкнутый контакт двухпозиционного ключа 27 и второй интегратор 25 - с первым входом седьмого сумматора 17, второй вход которого подключен к выходу датчика вертикальной скорости полета самолета 3, а выход - к входам инвертора 28 и третьего блока статического коэффициента передачи сигналов 31, соединенного своим выходом со вторым входом шестого сумматора 16, выход второго фильтра 21 через второй нелинейный блок 6 подключен к входу третьего нелинейного блока 7, второй вход которого соединен с выходом шестого сумматора 16, второй нормально-разомкнутый вход двухпозиционного ключа 27 подключен к выходу инвертора 28, а третий управляющий вход двухпозиционного ключа 27 - к выходу датчика вмешательства летчика в управление самолетом 26, датчик угла крена 32 через четвертый нелинейный блок 8 соединен с первым входом восьмого сумматора 18, второй и третий входы которого подключены соответственно к выходам третьего 7 и пятого 9 нелинейных блоков, вход пятого нелинейного блока 9 соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета 3, выход восьмого сумматора 18 через шестой нелинейный блок 10 подключен к входу вычислителя КСУ 34.The system of automatic control of the aircraft at the approach contains the landing RTS, which includes the ground-level glide path beacon GRM 1, the on-board glide path radio receiver GRP 2 and the range finder 23, the multiplication unit 4, the first input of which is connected to the output of the hydraulic fracture 2, a computer for an integrated control system KSU 34 and associated sensors 33 of vertical overload, pitch angular velocity and angle of attack, steering gear 35, the input of which is connected to the output of the KSU 34 calculator, and the output to the control surfaces itself in the summer in the longitudinal plane 36, the first 24 and second 25 integrators, the first 11 and second 12 adders, filter 19. The system additionally contains a second 21, third 20 and fourth 22 filters, the third 13, fourth 14, fifth 15, sixth 16, seventh 17 and eighth 18 adders, first 5, second 6, third 7, fourth 8, fifth 9 and sixth 10 non-linear blocks, pilot intervention sensor for controlling the aircraft 26, roll angle sensor 32, inverter 28, on-off key 27, first 29, second 30 and the third 31 blocks of static signal transmission coefficients, a vertical speed sensor aeta of aircraft 3, the output of which is connected to the first input of the first adder 11, the second input of which is connected to the output of the first filter 19, and the output to the input of the first integrator 24, connected by its output to the first inputs of the second 12 and third 13 adders, the output of the range finder 23 through the second filter 21 and the first nonlinear block 5 is connected to the second input of the multiplication block 4, the output of which is connected to the second input of the second adder 12, connected by its output through the first 19 and third 20 filters with the second input of the third adder 13 and with the first input even grated adder 14, the second input of which is connected to the output of the sensor of vertical flight speed of the aircraft 3, the outputs of the third 13 and fourth 14 adders, respectively, through the first 29 and second 30 blocks of static transmission coefficients of signals are connected to the first and second inputs of the fifth adder 15, the output of which is connected to the first input of the sixth adder 16 and through the fourth filter 22 connected in series, the first normally-closed contact of the on-off key 27 and the second integrator 25 with the first input of the seventh adder 17, the second whose input is connected to the output of the aircraft’s vertical speed sensor 3, and the output to the inputs of the inverter 28 and the third block of the static signal transmission coefficient 31, connected by its output to the second input of the sixth adder 16, the output of the second filter 21 through the second nonlinear block 6 is connected to the input of the third nonlinear block 7, the second input of which is connected to the output of the sixth adder 16, the second normally open input of the on-off switch 27 is connected to the output of the inverter 28, and the third control input is on-off luchka 27 - to the output of the sensor of pilot intervention in controlling the aircraft 26, the angle sensor 32 through the fourth non-linear block 8 is connected to the first input of the eighth adder 18, the second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the third 7 and fifth 9 non-linear blocks, the input of the fifth non-linear block 9 is connected to the output of the sensor of the vertical flight speed of the aircraft 3, the output of the eighth adder 18 through the sixth non-linear block 10 is connected to the input of the computer KSU 34.

Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку работает следующим образом.The system of automatic control of the aircraft during the approach works as follows.

При заходе на посадку на выходе ГРП 2 формируется сигнал ε_г углового отклонения самолета от глиссады снижения, равныйWhen approaching at the output of the hydraulic fracturing 2, a signal ε _{g of the} angular deviation of the aircraft from the glide path is formed, equal to

$${\epsilon }_{г}=K_{г}\frac{\Delta H}{D_{грм}}57,3+\xi \text{, (3)}$$

$${\epsilon }_g=K_g\frac{\Delta H}{D_{gRm}}57,3+\xi \text{, (3)}$$

где K_г - крутизна сигналов посадочной РТС, приведенная к градусной мере,where K _g - the steepness of the signals landing RTS, reduced to a degree measure,

ξ - помеха в сигнале на выходе ГРП 2.ξ is the interference in the signal at the output of hydraulic fracturing 2.

При этом линейное отклонение самолета от глиссады снижения определяется по формуле:In this case, the linear deviation of the aircraft from the glide path of decline is determined by the formula:

ΔH=H-H_зад,ΔH = HH _ass ,

где Н - высота полета,where H is the flight altitude,

Н_зад - заданное значение высоты полета на удалении D_грм, определяемое глиссадой снижения с углом наклона ε₀ и рассчитываемое по формулеN _ass - the set value of the flight altitude at a distance D _timing , determined by the glide path of decline with an angle of inclination ε ₀ and calculated by the formula

$${\text{H}}_{\text{çàä}}={\text{D}}_{\text{грм}}\cdot \frac{{\epsilon }_0}{57,3}$$

. $${\text{H}}_{\text{çàä}}={\text{D}}_{\text{timing}}\cdot \frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="\epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">\epsilon </figure-callout>}}_0}{57,3}$$

.

Таким образом,In this way,

$$\Delta H=H-D_{грм}\cdot \frac{{\epsilon }_0}{57,3}.\text{ (4)}$$

$$\Delta H=H-D_{gRm}\cdot \frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="\epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">\epsilon </figure-callout>}}_0}{57,3}.\text{(four)}$$

Далее формируется сигнал измеренного линейного отклонения самолета от глиссады снижения ΔН_изм, рассчитываемый по формулеNext, a signal is formed of the measured linear deviation of the aircraft from the glide path of decrease ΔН _ISM , calculated by the formula

$$\Delta H_{изм}=\frac{D_{грм}}{57,3}\cdot {\epsilon }_{г},\text{ (5)}$$

$$\Delta H_{\mathrm{and}sm}=\frac{D_{gRm}}{57,3}\cdot {\epsilon }_g,\text{(5)}$$

откуда с учетом соотношения (3) получаетсяwhence taking into account relation (3) it turns out

$$\Delta H_{изм}=K_{г}\cdot \Delta H+\frac{D_{грм}}{57,3}\cdot \xi =K_{г}\cdot \Delta H+{\xi }_H,\text{ (6)}$$

$$\Delta H_{\mathrm{and}sm}=K_g\cdot \Delta H+\frac{D_{gRm}}{57,3}\cdot \xi =K_g\cdot \Delta H+{\xi }_H,\text{(6)}$$

где $${\xi }_H=\frac{D_{грм}}{57,3}\cdot \xi$$

- приведенная к линейному отклонению помеха в сигнале ε_г.Where $${\xi }_H=\frac{D_{gRm}}{57,3}\cdot \xi$$

- reduced to linear deviation of the noise in the signal ε _g .

Сигнал ΔН_изм в заявленной системе реализуется путем умножения сигнала ε_г с выхода ГРП 2 на сигнал D_грм с выхода дальномера 23, предварительно пропущенный через второй фильтр 21 с передаточной функцией $$\frac{1}{p+1}$$

и первый нелинейный блок 5. Второй фильтр 21 предназначен для фильтрации сигнала D_грм от помех и для защиты этого сигнала от возможных на практике случайных кратковременных пропаданий. В первом нелинейном блоке 5 реализуется зависимость $$\frac{D_{грм}}{57,3}$$

с ограничениями «сверху» на удалениях от ГРМ 1 свыше 20000 м и «снизу» на удалении менее 500 м от ГРМ 1 (фиг.2).The signal ΔН _ISM in the claimed system is implemented by multiplying the signal ε _g from the hydraulic fracturing output 2 by the _timing signal D from the output of the range finder 23, previously passed through the second filter 21 with the transfer function $$\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}$$

and the first non-linear block 5. The second filter 21 is designed to filter the _timing signal D from interference and to protect this signal from possible in practice random short-term losses. In the first nonlinear block 5, the dependence $$\frac{D_{gRm}}{57,3}$$

with restrictions "above" at distances from the timing 1 over 20,000 m and "below" at a distance of less than 500 m from the timing 1 (figure 2).

При дифференцировании соотношения (4) по времени получается следующее выражение для скорости линейного отклонения самолета от глиссады сниженияWhen differentiating relation (4) with respect to time, the following expression is obtained for the speed of the linear deviation of the aircraft from the glide path

$$\Delta \dot{H}=\dot{H}-{\dot{D}}_{грм}\cdot \frac{{\epsilon }_0}{57,3}=V_y+V\cdot \frac{{\epsilon }_0}{57,3}\text{, (7)}$$

$$\Delta \dot{H}=\dot{H}-{\dot{D}}_{gRm}\cdot \frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="\epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">\epsilon </figure-callout>}}_0}{57,3}=V_y+V\cdot \frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="\epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">\epsilon </figure-callout>}}_0}{57,3}\text{, (7)}$$

где V - скорость полета самолета.where V is the flight speed of the aircraft.

В соответствии с фиг.1 для сигнала ΔН* на выходе интегратора 24 с использованием принципа суперпозиции получается следующее выражение:In accordance with figure 1 for the signal ΔH * at the output of the integrator 24 using the principle of superposition, the following expression is obtained:

$$\Delta H*=V_y\frac{1}{p+W_1(p)}+\Delta H_{изм}\frac{W_1(p)}{p+W_1(p)}\text{, (8)}$$

$$\Delta H*=V_y\frac{\mathrm{one}}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}+\Delta H_{\mathrm{and}sm}\frac{W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}\text{, (8)}$$

где W₁(p)- передаточная функция первого фильтра 19.where W ₁ (p) is the transfer function of the first filter 19.

После замены V_y из формулы (7) и ΔН_изм из формулы (6) получаетсяAfter replacing V _y from the formula (7) and ΔН _ism from the formula (6) it turns out

$$\begin{array}{l}\Delta H*=\left(\Delta \dot{H}-V\cdot \frac{{\epsilon }_0}{57,3}\right)\cdot \frac{1}{p+W_1(p)}+(K_{г}\cdot \Delta H+{\xi }_H)\cdot \frac{W_1(p)}{p+W_1(p)}=\\ =\frac{\Delta \dot{H}+\Delta H\cdot K_{г}\cdot W_1(p)}{p+W_1(p)}-\frac{V\cdot {\epsilon }_0}{57,3}\cdot \frac{1}{p+W_1(p)}+{\xi }_H\cdot \frac{W_1(p)}{p+W_1(p)}.\text{ (9)}\end{array}$$

$$\begin{array}{l}\Delta H*=\left(\Delta \dot{H}-\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="V\; \cdot \; \epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">V\; </figure-callout>}\cdot \frac{{\epsilon }_{}}{}\frac{{}_0}{57,3}\right)\cdot \frac{\mathrm{one}}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}+(K_g\cdot \Delta H+{\xi }_H)\cdot \frac{W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}=\\ =\frac{\Delta \dot{H}+\Delta H\cdot K_g\cdot W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}-\frac{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="V\; \cdot \; \epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">V\; </figure-callout>}\cdot {\epsilon }_{}{}_0}{57,3}\cdot \frac{\mathrm{one}}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}+{\xi }_H\cdot \frac{W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}.\text{(9)}\end{array}$$

При номинальном значении K_г=1 первое слагаемое в формуле (9) приводится к видуWith a nominal value of K _g = 1, the first term in formula (9) is reduced to

$$\frac{\Delta \dot{H}+\Delta H\cdot K_{г}\cdot W_1(p)}{p+W_1(p)}=\Delta H\cdot \frac{p+W_1(p)}{p+W_1(p)}=\Delta H$$

, $$\frac{\Delta \dot{H}+\Delta H\cdot K_g\cdot W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}=\Delta H\cdot \frac{p+W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}=\Delta H$$

,

после чегоthen

$$\Delta H*=\Delta H-\frac{V\cdot {\epsilon }_0}{57,3}\cdot \frac{1}{p+W_1(p)}+{\xi }_H\cdot \frac{W_1(p)}{p+W_1(p)}.\text{ (10)}$$

$$\Delta H*=\Delta H-\frac{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="V\; \cdot \; \epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">V\; </figure-callout>}\cdot {\epsilon }_{}{}_0}{57,3}\cdot \frac{\mathrm{one}}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}+{\xi }_H\cdot \frac{W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}.\text{(10)}$$

В соответствии с фиг.1 получается следующее выражение для сигнала $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

оценки отклонения самолета от глиссады снижения на выходе третьего сумматора 13:In accordance with figure 1, the following expression for the signal $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

estimates of the deviation of the aircraft from the glide path of the decline at the output of the third adder 13:

$$\Delta \stackrel{⌢}{H}=\Delta H*\cdot [1-W_1(p)\cdot W_2(p)]+\Delta H_{изм}\cdot W_1(p)\cdot W_2(p),\text{ (11)}$$

$$\Delta \stackrel{⌢}{H}=\Delta H*\cdot [\mathrm{one}-W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p)]+\Delta H_{\mathrm{and}sm}\cdot W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p),\text{(eleven)}$$

где W₂(p) - передаточная функция третьего фильтра 20.where W ₂ (p) is the transfer function of the third filter 20.

После подстановки в формулу (11) выражений (10) и (6) при K_г=1 после преобразований получается следующее соотношение:After substituting expressions (10) and (6) into formula (11) for K _g = 1, the following relation is obtained after transformations:

$$\Delta \stackrel{⌢}{H}=\Delta H-\frac{1-W_1(p)\cdot W_2(p)}{p+W_1(p)}\cdot \frac{V\cdot {\epsilon }_0}{57,3}+{\xi }_H\cdot \frac{p\cdot W_1(p)\cdot W_2(p)+W_1(p)}{p+W_1(p)}\text{ (12)}$$

$$\Delta \stackrel{⌢}{H}=\Delta H-\frac{\mathrm{one}-W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}\cdot \frac{V\cdot {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="\epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">\epsilon </figure-callout>}}_0}{57,3}+{\xi }_H\cdot \frac{p\cdot W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p)+W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}\text{(12)}$$

Сигнал $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

оценки скорости линейного отклонения самолета от глиссады снижения на выходе четвертого сумматора 14, как следует из фиг.1, имеет видSignal $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

estimates of the speed of the linear deviation of the aircraft from the glide path of the decline at the output of the fourth adder 14, as follows from figure 1, has the form

$$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}=(\Delta H_{изм}-\Delta H*)\cdot W_1(p)\cdot W_2(p)+V_y,\text{ (13)}$$

$$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}=(\Delta H_{\mathrm{and}sm}-\Delta H*)\cdot W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p)+V_y,\text{(13)}$$

откуда после подстановки выражений (10), (7) и (6) при K_г=1 после преобразований получается следующее выражение для сигнала $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

whence after substituting expressions (10), (7) and (6) for K _g = 1 after transformations, the following expression for the signal $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

$$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}=\Delta \dot{H}-\frac{p+W_1(p)\cdot [1-W_2(p)]}{p+W_1(p)}\cdot \frac{V\cdot {\epsilon }_0}{57,3}+{\xi }_H\cdot \frac{p\cdot W_1(p)\cdot W_2(p)}{p+W_1(p)}\text{. (14)}$$

$$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}=\Delta \dot{H}-\frac{p+W_{\mathrm{one}}(p)\cdot [\mathrm{one}-W_2(p)]}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}\cdot \frac{V\cdot {\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="\epsilon "\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">\epsilon </figure-callout>}}_0}{57,3}+{\xi }_H\cdot \frac{p\cdot W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}\text{. (fourteen)}$$

Анализ полученных для сигналов $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

и $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

выражений (12) и (14) позволяет сделать следующие выводы.Analysis received for signals $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

and $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

of expressions (12) and (14) allows us to draw the following conclusions.

1) На практике, при медленном изменении скорости полета, когда производная скорости $$\dot{V}\approx 0$$

, при любой сложности структуры фильтров W₁(p) и W₂(p) вида1) In practice, with a slow change in flight speed, when the derivative of speed $$\dot{V}\approx 0$$

, for any complexity of the filter structure W ₁ (p) and W ₂ (p) of the form

$$W(p)=\frac{1}{a_n{p}^n+a_{n-1}{p}^{n-1}\dots +1}$$

, $$W(p)=\frac{\mathrm{one}}{a_n{p}^n+a_{n-\mathrm{one}}{p}^{n-\mathrm{one}}...+\mathrm{one}}$$

,

где n - порядок фильтров (обычно n≤2);where n is the order of the filters (usually n≤2);

а_n, а_n-1… - постоянные коэффициенты,and _n , and _n-1 ... are constant coefficients,

вторые слагаемые в формулах (12) и (14) обращаются в ноль, поскольку в них возникает необходимость умножения на $$\dot{V}\approx 0$$

.the second terms in formulas (12) and (14) vanish, since they need to be multiplied by $$\dot{V}\approx 0$$

.

2) Надлежащим выбором фильтров W₁(p) и W₂(p) помеху измерения ξ_H можно понизить до приемлемого уровня.2) By proper selection of the filters W ₁ (p) and W ₂ (p), the measurement interference ξ _H can be reduced to an acceptable level.

Так, при n=1 и $$W_1(p)=\frac{1}{0,5p+1}$$

, $$W_2(p)=\frac{1}{p+1}$$

- эквивалентные фильтры по помехе ξ_H в (12) и (14) принимают видSo, for n = 1 and $$W_{\mathrm{one}}(p)=\frac{\mathrm{one}}{0,5p+\mathrm{one}}$$

, $$W_2(p)=\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}$$

- equivalent filters for interference ξ _H in (12) and (14) take the form

$$\frac{p\cdot W_1(p)\cdot W_2(p)+W_1(p)}{p+W_1(p)}=\frac{2p+1}{0,5p^3+1,5p^2+2p+1}$$

, $$\frac{p\cdot W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p)+W_{\mathrm{one}}(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}=\frac{2p+\mathrm{one}}{0,5p^3+\mathrm{one},5p^2+2p+\mathrm{one}}$$

,

$$\frac{p\cdot W_1(p)\cdot W_2(p)}{p+W_1(p)}=\frac{p}{0,5p^3+1,5p^2+p+1}$$

. $$\frac{p\cdot W_{\mathrm{one}}(p)\cdot W_2(p)}{p+W_{\mathrm{one}}(p)}=\frac{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="p"\; filenames="00000053.png"\; state="\{\{state\}\}">p</figure-callout>}}{0,5p^3+\mathrm{one},5p^2+p+\mathrm{one}}$$

.

Помеха типа «герцовка» вида ξ_H =Sin(6,28·t), где t - время, ослабляется этими фильтрами соответственно в 10 и 20 раз, т.е. на порядок.Hertz type interference of the form ξ _H = Sin (6.28 · t), where t is the time, is attenuated by these filters 10 and 20 times, respectively, i.e. an order of magnitude.

Таким образом, с высокой степенью точности можно считать, что в заявляемой системе автоматического управления самолетом при заходе на посадкуThus, with a high degree of accuracy, we can assume that in the inventive system of automatic control of the aircraft when approaching

$$\Delta \stackrel{⌢}{H}=\Delta H$$

; $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}=\Delta \dot{H}$$

, $$\Delta \stackrel{⌢}{H}=\Delta H$$

; $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}=\Delta \dot{H}$$

,

т.е. сигнал $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

оценки отклонения самолета от глиссады снижения, получаемый на выходе третьего сумматора 13, с высокой точностью соответствует истинному значению линейного отклонения самолета от глиссады, а сигнал $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

оценки скорости линейного отклонения самолета от глиссады снижения, полученный на выходе четвертого сумматора 14 - истинному значению скорости линейного отклонения самолета от глиссады, причем независимо от сложности (от порядка n) фильтров 19, 21.those. signal $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

estimates of the deviation of the aircraft from the glide path of the reduction obtained at the output of the third adder 13, with high accuracy corresponds to the true value of the linear deviation of the aircraft from the glide path, and the signal $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

estimates of the speed of the linear deviation of the aircraft from the glide path of the reduction obtained at the output of the fourth adder 14 - the true value of the speed of the linear deviation of the aircraft from the glide path, regardless of the complexity (of order n) of the filters 19, 21.

Сигнал $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

с выхода третьего сумматора 13, проходя через первый блок статического коэффициента передачи сигналов 29, и сигнал $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

с выхода четвертого сумматора 14, проходя через второй блок статического коэффициента передачи сигналов 30, совместно формируют на выходе пятого сумматора 15 сигнал заданной перегрузкиSignal $$\Delta \stackrel{⌢}{H}$$

from the output of the third adder 13, passing through the first block of the static signal transfer coefficient 29, and the signal $$\Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}$$

from the output of the fourth adder 14, passing through the second block of the static coefficient of signal transmission 30, together form the output of the fifth adder 15 signal specified overload

$$\Delta n_{узад1}=i\cdot \Delta \stackrel{⌢}{H}+\mu \cdot \Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}},\text{ (15)}$$

$$\Delta n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d\mathrm{one}}=i\cdot \Delta \stackrel{⌢}{H}+\mu \cdot \Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}},\text{(fifteen)}$$

где i, µ - передаточные числа в первом и втором блоках статических коэффициентов передачи сигналов 29, 30.where i, µ - gear ratios in the first and second blocks of static transmission coefficients of signals 29, 30.

Далее этот сигнал отрабатывается контуром отработки заданной перегрузки, включающим в себя вычислитель КСУ и самолет. Отработка перегрузки осуществляется с определенной динамикой, при этом на посадочных режимах полета самолета доминирующую составляющую в переходном процессе можно аппроксимировать в виде реакции апериодического звена с постоянной времени Т≈1 с.Этот факт используется далее для получения оценки вертикальной скорости полета самолета в соответствии с известной зависимостьюFurther, this signal is processed by the circuit for testing a given overload, which includes a KSU calculator and an airplane. Overload testing is carried out with a certain dynamics, while in the landing flight regimes of the aircraft, the dominant component in the transition process can be approximated in the form of aperiodic link reaction with a time constant of T≈1 s. This fact is used below to obtain an estimate of the vertical flight speed of the aircraft in accordance with the known dependence

$$V_y=g{\displaystyle \underset{0}{\overset{t}{\int }}\Delta n_y(t)\cdot dt\text{ (16)}}$$

$$V_y=g{\displaystyle \underset{0}{\overset{t}{\int }}\Delta n_y(t)\cdot dt\text{(16)}}$$

где g - ускорение свободного падения,where g is the acceleration of gravity,

t - текущее время,t is the current time,

Δn_y=(n_y-1) - избыточная перегрузка, действующая на самолет,Δn _y = (n _y -1) is the excess overload acting on the plane,

dt - приращение времени.dt is the increment of time.

Сигнал Δn_узад1 с выхода пятого сумматора 15 поступает на вход четвертого фильтра 22 с передаточной функцией $$\frac{1}{p+1}$$

, сигнал на выходе которого близок к доминирующей составляющей в сигнале Δn_y(t), действующей на самолет. На выходе интегратора 25, вход которого через нормально-замкнутый контакт двухпозиционного ключа 27 соединен с выходом четвертого фильтра 22, получается сигналThe signal Δn _bridging1 from the output of the fifth adder 15 is fed to the input of the fourth filter 22 with the transfer function $$\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}$$

whose output signal is close to the dominant component in the signal Δn _y (t) acting on the aircraft. At the output of the integrator 25, the input of which is connected through the normally-closed contact of the on-off switch 27 to the output of the fourth filter 22, a signal is obtained

$${\stackrel{⌢}{V}}_y=\frac{g}{p}\cdot \Delta n_{узад1}\cdot \frac{1}{p+1},\text{ (17)}$$

$${\stackrel{⌢}{V}}_y=\frac{g}{p}\cdot \Delta n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d\mathrm{one}}\cdot \frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}},\text{(17)}$$

близкий по величине и обратный по знаку к текущему значению вертикальной скорости полета самолета V_y. За счет этого сигнал на выходе седьмого сумматора 17, определяемый в виде суммы сигналов $$(V_y+{\stackrel{⌢}{V}}_y)$$

, близок к нулю. Такая схема включения интегратора 25 для ликвидации ошибки ΔH отклонения самолета от глиссады позволяет улучшить по сравнению с классическим вариантом включения интегратора в астатических системах динамические характеристики процессов управления. При этом необходимо отметить, что при вмешательстве летчика в управление самолетом сигнал с соответствующего датчика 26 переводит двухпозиционный ключ 27 в другое положение, при котором на вход интегратора 25 через инвертор 28 поступает сигнал с выхода седьмого сумматора 17. За счет этого на выходе интегратора 25 формируется сигнал, равный обратному по знаку значению вертикальной скорости полета самолета V_y, а сигнал на выходе седьмого сумматора 17 в момент окончания вмешательства летчика в управление самолетом равен нулю.close in magnitude and inverse in sign to the current value of the vertical speed of the aircraft V _y . Due to this, the signal at the output of the seventh adder 17, defined as the sum of the signals $$(V_y+{\stackrel{⌢}{V}}_y)$$

is close to zero. Such an integrator inclusion circuit 25 for eliminating the error ΔH of the aircraft deviation from the glide path allows improving the dynamic characteristics of control processes in comparison with the classical variant of integrator integration in astatic systems. It should be noted that when the pilot intervenes in the control of the aircraft, the signal from the corresponding sensor 26 transfers the on-off switch 27 to another position, in which the signal from the seventh adder 17 is received at the input of the integrator 25 through the inverter 28. a signal equal to the opposite sign of the value of the vertical flight speed of the aircraft V _y , and the signal at the output of the seventh adder 17 at the time of the pilot’s intervention in the control of the aircraft is zero.

Таким образом, в заявляемой системе управления самолетом используется астатический закон формирования заданной перегрузки, при котором сигнал на выходе шестого сумматора 16 имеет видThus, in the claimed aircraft control system uses the astatic law of the formation of a given overload, in which the signal at the output of the sixth adder 16 has the form

$$\Delta n_{узад}=-[i\cdot \Delta \stackrel{⌢}{H}+\mu \cdot \Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}]\cdot \left[1+\frac{1}{p+1}\cdot \frac{g}{p}\cdot \lambda \right]-\lambda \cdot V_y,\text{ (18)}$$

$$\Delta n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d}=-[i\cdot \Delta \stackrel{⌢}{H}+\mu \cdot \Delta \stackrel{⌢}{\dot{H}}]\cdot \left[\mathrm{one}+\frac{\mathrm{one}}{p+\mathrm{one}}\cdot \frac{g}{p}\cdot \lambda \right]-\lambda \cdot V_y,\text{(eighteen)}$$

где λ - передаточное число, реализованное в третьем блоке статического коэффициента передачи сигналов 31.where λ is the gear ratio implemented in the third block of the static signal transmission coefficient 31.

Кроме этого заявляемая система управления самолетом при заходе на посадку имеет следующие существенные отличия.In addition, the claimed aircraft control system during approach has the following significant differences.

1. Сигнал заданной перегрузки Δn_узад, вычисляемый по формуле (18), ограничивается по величине в зависимости от удаления D_грм самолета от ГРМ. Для этого сигнал Δn_узад с выхода шестого сумматора 16 пропускается через третий нелинейный блок 7, реализующий функцию ограничения сигнала по величине. Величина ограничения регулируется вторым нелинейным блоком 6, а именно уровень ограничения уменьшается по мере приближения самолета к взлетно-посадочной полосе (ВПП). Характеристики второго и третьего нелинейных блоков 6 и 7 показаны на фиг.3. Уменьшение возможных максимальных значений заданной перегрузки по мере приближения к ВПП, т.е. по мере снижения самолета до малых высот, повышает безопасность выполнения режима захода на посадку. Тем самым повышается надежность системы управления самолетом.1. The signal of a given overload Δn _bridle calculated by the formula (18) is limited in magnitude depending on the distance D of the aircraft _timing from the timing. To do this, the signal Δn _bridle from the output of the sixth adder 16 is passed through the third non-linear block 7, which implements the function of limiting the signal size. The amount of restriction is regulated by the second non-linear block 6, namely, the level of restriction decreases as the aircraft approaches the runway. The characteristics of the second and third non-linear blocks 6 and 7 are shown in Fig.3. The decrease in the possible maximum values of a given overload as you approach the runway, i.e. as the aircraft descends to low altitudes, it increases the safety of the approach mode. This increases the reliability of the aircraft control system.

2. Штатному режиму выполнения автоматического захода на посадку свойственны значения вертикальной скорости полета самолета V_y в пределах от 0 до -10 м/с при номинальном значении -5 м/с. Выход вертикальной скорости полета самолета V_y из указанных пределов свидетельствует о возникновении (в том числе по объективным причинам) нештатной ситуации, наиболее опасной на малых высотах полета. В этих случаях пятым нелинейным блоком 9, характеристика которого представлена на фиг.4, формируется дополнительный сигнал заданной перегрузки, отработка которого самолетом способствует возвращению вертикальной скорости полета самолета в рабочую область значений 0>V_y>-10 м/с. За счет этого повышается безопасность выполнения режима захода на посадку и надежность системы управления самолетом.2. The regular mode of automatic approach is characterized by the vertical speed of the aircraft V _y ranging from 0 to -10 m / s at a nominal value of -5 m / s. The exit of the vertical flight speed of the aircraft V _y from the specified limits indicates the occurrence (including for objective reasons) of an emergency situation, the most dangerous at low altitudes. In these cases, the fifth non-linear block 9, the characteristic of which is shown in FIG. 4, generates an additional signal of a given overload, the development of which by the plane helps to return the vertical flight speed of the plane to the working range of values 0> V _y > -10 m / s. This increases the safety of the approach mode and the reliability of the aircraft control system.

3. Как известно, при крене самолета происходит потеря высоты, следствием чего является отклонение самолета от глиссады снижения. Возникающая при этом и устраняемая затем системой управления динамическая ошибка стабилизации самолета на глиссаде может достигать существенных значений. Для снижения подобных ошибок стабилизации, т.е. для повышения точности работы системы, четвертым нелинейным блоком 8 формируется дополнительный сигнал заданной перегрузки3. As you know, when the roll of the aircraft there is a loss of altitude, resulting in a deviation of the aircraft from the glide path of decline. The dynamic error of stabilization of the aircraft resulting from this and then eliminated by the control system on the glide path can reach significant values. To reduce such stabilization errors, i.e. to increase the accuracy of the system, the fourth non-linear block 8 forms an additional signal of a given overload

$$\Delta n_{узад}^{\text{'}}=\frac{1-\cos \gamma }{\cos \gamma }$$

, $$\Delta n_{\mathrm{at}s\mathrm{but}d}^{\text{'}\text{'}}=\frac{\mathrm{one}-\cos \gamma }{\cos \gamma }$$

,

компенсирующий возникающую при крене отрицательную перегрузку самолета. Подобная компенсация повышает точность работы системы управления.compensating for the negative overload of the aircraft that occurs during roll. Such compensation increases the accuracy of the control system.

4. При выполнении автоматического захода на посадку перегрузки, действующие на самолет, не превышают значений ±0,3 ед.пер. Для предотвращения выхода самолета на большие перегрузки, особенно опасные на малых высотах полета, в шестом нелинейном блоке 10, характеристика которого представлена на фиг.5, происходит ограничение заданной перегрузки на уровне ±0,3 ед.пер. За счет этого повышается безопасность выполнения режима захода на посадку и надежность системы управления самолетом.4. When performing an automatic approach, the overloads acting on the aircraft do not exceed ± 0.3 units of per. To prevent the aircraft from reaching large overloads, which are especially dangerous at low altitudes, in the sixth nonlinear block 10, the characteristic of which is shown in FIG. 5, the specified overload is limited to ± 0.3 p.p. This increases the safety of the approach mode and the reliability of the aircraft control system.

Получаемый на выходе шестого нелинейного блока 10 сигнал заданной перегрузки Δn_узад отрабатывается далее вычислителем КСУ 34, рулевым приводом 35 и поверхностями управления самолетом в продольной плоскости 36.Received at the output of the sixth nonlinear block 10, the signal of a given overload Δn _{bridle is} further processed by the KSU calculator 34, the steering gear 35 and the aircraft control surfaces in the longitudinal plane 36.

Claims (1)

Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку, содержащая посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер, блок умножения, первый вход которого соединен с выходом бортового глиссадного радиоприемника, вычислитель комплексной системы управления и связанные с ним датчики вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа и угла атаки, рулевой привод, вход которого соединен с выходом вычислителя комплексной системы управления, а выход соединен с поверхностями управления самолетом в продольной плоскости, первый и второй интеграторы, первый и второй сумматоры, фильтр, отличающаяся тем, что система дополнительно содержит второй, третий и четвертый фильтры, шесть сумматоров, шесть нелинейных блоков, датчик вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена, инвертор, двухпозиционный ключ, три блока статических коэффициентов передачи сигналов, датчик вертикальной скорости полета самолета, при этом выход датчика вертикальной скорости полета самолета соединен с первым входом первого сумматора, второй вход которого подключен к выходу первого фильтра, а выход подключен к входу первого интегратора, связанного своим выходом с первыми входами второго и третьего сумматоров, выход дальномера через второй фильтр и первый нелинейный блок подключен к второму входу блока умножения, выход которого связан со вторым входом второго сумматора, подключенного своим выходом через первый и третий фильтры со вторым входом третьего сумматора и с первым входом четвертого сумматора, второй вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета, выходы третьего и четвертого сумматоров соответственно через первый и второй блоки статических коэффициентов передачи сигналов соединены с первым и вторым входами пятого сумматора, выход которого соединен с первым входом шестого сумматора и через последовательно соединенные четвертый фильтр, первый нормально-замкнутый контакт двухпозиционного ключа и второй интегратор соединен с первым входом седьмого сумматора, второй вход которого подключен к выходу датчика вертикальной скорости полета самолета, а выход подключен к входам инвертора и третьего блока статического коэффициента передачи сигналов, соединенного своим выходом со вторым входом шестого сумматора, выход второго фильтра через второй нелинейный блок подключен к входу третьего нелинейного блока, второй вход которого соединен с выходом шестого сумматора, второй нормально-разомкнутый контакт двухпозиционного ключа соединен с выходом инвертора, а третий управляющий вход двухпозиционного ключа соединен с выходом датчика вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена через четвертый нелинейный блок соединен с первым входом восьмого сумматора, второй и третий входы которого подключены соответственно к выходам третьего и пятого нелинейных блоков, вход пятого нелинейного блока соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета, выход восьмого сумматора через шестой нелинейный блок подключен к входу вычислителя комплексной системы управления. An automatic airplane control system during an approach, comprising a radio engineering landing system including a ground glide path radio beacon, an airborne glide path radio receiver and a range finder, a multiplication unit, the first input of which is connected to the output of the airborne glide path radio receiver, an integrated control system computer and associated sensors for vertical overload, pitch angular velocity and angle of attack, steering gear, the input of which is connected to the output of the computer complex control system, and the output is connected to the aircraft control surfaces in the longitudinal plane, the first and second integrators, the first and second adders, a filter, characterized in that the system further comprises a second, third and fourth filters, six adders, six non-linear units, an intervention sensor pilot to control the aircraft, roll angle sensor, inverter, on-off key, three blocks of static signal transmission coefficients, vertical airplane speed sensor, while the vertical sensor the flight of the aircraft is connected to the first input of the first adder, the second input of which is connected to the output of the first filter, and the output is connected to the input of the first integrator, connected by its output to the first inputs of the second and third adders, the output of the range finder through the second filter and the first nonlinear block is connected to the second the input of the multiplication unit, the output of which is connected to the second input of the second adder, connected by its output through the first and third filters with the second input of the third adder and with the first input of the fourth adder, the second input of which is connected to the output of the aircraft’s vertical speed sensor, the outputs of the third and fourth adders, respectively, through the first and second blocks of static signal transmission coefficients are connected to the first and second inputs of the fifth adder, the output of which is connected to the first input of the sixth adder and through the fourth filter in series , the first normally-closed contact of the on-off key and the second integrator is connected to the first input of the seventh adder, the second input of which is connected to the output of the aircraft’s vertical speed sensor, and the output is connected to the inputs of the inverter and the third block of the static signal transmission coefficient, connected by its output to the second input of the sixth adder, the output of the second filter through the second non-linear block is connected to the input of the third non-linear block, the second input of which is connected to the output of the sixth adder, the second normally open contact of the on-off key is connected to the output of the inverter, and the third control input of the on-off key is connected to the output of the sensor the pilot intervenes in controlling the aircraft, the roll angle sensor through the fourth non-linear block is connected to the first input of the eighth adder, the second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the third and fifth non-linear blocks, the input of the fifth non-linear block is connected to the output of the aircraft’s vertical flight speed sensor, the eighth output the adder through the sixth nonlinear block is connected to the input of the computer integrated control system.

Images