способ управления самолетом при заходе на посадку

Формула изобретения

Способ управления самолетом при заходе на посадку, включающий стабилизацию с помощью органов управления заданной траекторией при снижении по глиссаде и выравнивании, измерение и индикацию параметров полета: высоты, скорости, путевого угла, дальности до взлетно-посадочной полосы (ВПП), бокового уклонения от оси ВПП, а также формирование и индикацию изображения ВПП (метки заданного путевого угла (ЗПУ), метки глиссадной дальности, при этом сигнал бокового уклонения от оси ВПП формируют и индицируют по выбранной дальности с обратным знаком в виде метки обратного уклонения, в процессе выхода на линию заданного пути удерживают метку обратного бокового уклонения между метками ВПП или меткой ЗПУ при полете по маршруту и вектора скорости, а стабилизацию заданной траектории осуществляют путем удерживания метки вектора скорости на метке обратного бокового уклонения, формируют пропорциональный углу между вектором скорости и направлением на метку обратного бокового уклонения сигнал рассогласования по курсу, который обнуляется автопилотом обычным образом, при превышении заданного порога и отличии знака рассогласования от знака обратного бокового уклонения формируют сигнал разовой команды управления по курсу, который индицируют на экране и подают в наушники летчика, отличающийся тем, что на борту самолета устанавливают спутниковый GPS-навигатор, в аэронавигационные карты которого закладывают карты аэродромов посадки и взлетно-посадочных полос, точно привязанных к существующей сетке наземных координат, определяют с помощью спутникового GPS-навигатора проекцию координат самолета по отношению к земле, вектор скорости и высоту над землей, используя текущие координаты центра масс и высоту полета, полученные с помощью спутникового GPS-навигатора, и, постепенно снижаясь по глиссаде по разрешенному профилю высоты, с помощью экрана навигатора совмещают направление горизонтального вектора скорости с осевой линией ВПП, а по краям взлетно-посадочной полосы размещают несколько уголковых радиолокационных отражателей, отражающих сигнал от бортовой радиолокационной станции обратно на воздушное судно с соответствующим отображением засветок точечных отражателей на экране монитора, причем информацию спутникового GPS-навигатора совмещают с радиолокационным изображением уголковых радиолокационных отражателей, работу спутникового GPS-навигатора осуществляют в дифференциальном режиме.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемый способ относится к области авиации и может быть использован в приборном оборудовании летательного аппарата для упрощения восприятия и переработки приборной информации летчиком, выполнения захода на посадку, посадки и полета по маршруту в ручном и автоматическом режимах управления для повышения регулярности полетов, безопасности полета и посадки самолетов, особенно в условиях полета по приборам.

Известно, что наиболее сложным этапом полета является заход, расчет на посадку и собственно посадка самолета. Задача выполнения снижения по заданной траектории при заходе на посадку и посадки по приборам оказывается настолько сложной, что летчик с ней не справляется, в то время как многие самолеты уже оборудованы автопилотами, способными производить автоматическую посадку. С другой стороны, грамотный летчик может выполнить визуальный полет от взлета до посадки на новом самолете, имея лишь указатель скорости или указатель угла атаки.

Большие скорости полета и требуемая высокая точность выполнения траекторного движения самолета при решении ряда тактических и навигационных задач возможны только при использовании средств автоматического и директорного управления. Прежде всего, вся сложность самолетовождения по заданной траектории в условиях больших скоростей полета вызвана необходимостью восприятия летчиком множества параметров движения самолета, их контроля и принятия логических решений для выработки действий органами управления. В ряде ответственных режимов полета, таких, например, как заход на посадку в сложных метеорологических условиях, при ограниченности времени на принятие решений может произойти изменение заданной траектории полета, потеря координации управления, что нередко приводит к летным происшествиям (Михалев И.А., Окосмов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Кисилев Ю.Ф. «Системы автоматического и директорного управления самолетом». - М.: Машиностроение, 1974, с.3)

Эти факты свидетельствуют о том, что самая точная и достоверная информация о параметрах полета, представляемая летчику, настолько для него оказывается сложной, что он не справляется с пилотированием самолета. А автопилот справляется. Тогда возникает неразрешимый вопрос об ответственности за исход полета: как летчик может контролировать автопилот, который летает лучше контролера? Да и не все самолеты оборудованы сложными и дорогими автопилотами с автоматами тяги, необходимыми для выполнения автоматических посадок.

На современных самолетах и вертолетах широкое распространение получили системы директорного управления. Способ директорного управления заключается в следующем.

При работе с директорной системой действия летчика сводятся к непрерывному устранению рассогласования между заданными и текущими значениями координаты управления, к обеспечению =0, т.е. Z_т=Z_зад. При этом слежение координаты Z_т за координатой Z_зад может быть осуществлено двумя методами:

- слежение с преследованием, когда летчик воспринимает как ход изменения координаты Z_зад, так и координаты Z_т;

- слежение компенсирующее; в этом случае летчик воспринимает только рассогласование между сигналами, т.е. сигнал = Z.

Точность слежения с преследованием в 1,5-2,0 раза выше, чем компенсирующего (летчик имеет больше информации о процессе слежения), тем не менее, если входы в систему относятся к ультранизкочастотному диапазону (f=0÷6 Гц), регулирование методом компенсации предпочтительней. Так как максимальная собственная частота движений самолета не превышает f 1,5 Гц, то командный прибор следует строить как прибор компенсационного слежения (регулирования). Задача летчика в этом случае сводится к удержанию командной стрелки в центре прибора с помощью перемещения рычагов управления так, чтобы скомпенсировать действия факторов, вызывающих ее отклонение от центра. Так как управление самолетом происходит по двум координатам - Z_зад и Z_бок, то командный прибор имеет две командные стрелки - горизонтальную для Z_прод и вертикальную для Z_бок, образующие перекрестие в центре неподвижной шкалы (Михалев И.А., Окосмов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Кисилев Ю.Ф. «Системы автоматического и директорного управления самолетом». - М.: Машиностроение, 1974, с.99).

На современных самолетах и вертолетах широко используются электронные (жидкокристаллические) индикаторы, на которых обеспечивается формирование и индикация сигналов изображения взлетно-посадочной полосы (ВПП), сигналов отклонения от зон курса и глиссады, директорных сигналов управления самолетом (вертолетом) по крену и тангажу.

Однако даже самые современные системы индикации и директорные сигналы, как способ управления, не позволяют выполнять регулярные полеты при метеоусловиях хуже 1 категории (60 м нижний край облачности и 800 м видимости на ВПП /САО - Международная Организация гражданской авиации/). Для выравнивания и посадки директорные стрелки не используются, поскольку летчик не справляется с управлением по этим стрелкам задолго до достижения высоты начала выравнивания.

Для выполнения автоматических и директорных заходов на посадку на командно-пилотажном приборе, кроме директорных планок, размещают планки положения или совмещенный индекс отклонения от зон курса и глиссады («Чемодан»). Планки положения обычно дублируются на навигационно-пилотажном приборе. Директорные планки никак не связаны с углами крена и тангажа. Известны случаи, когда летчики не замечали отказов авиагоризонта при директорном управлении. Поэтому существующие директорные стрелки можно разместить на любом другом отдельном приборе (на НПП, например) без потери качества управления.

Известны способы управления самолетом при заходе на посадку (патенты РФ № № 2.061.624, 2.095.293, 2.156.720, 2.199.472, 2.214.943, 2.267.749; патенты США № № 2.393.337, 3.964.015; патент Франции № 2.007.336; патенты Германии № № 920.729, 1.817.149; патент Японии № 1.119.500; Глухов В.В. и др. Авиационное и радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов. Транспорт, 1983; Черный И. Второй полет космического корсара. - Новости космонавтики, № 5, 2011, с.43 и другие).

Из известных способов наиболее близким к предполагаемому является «Способ управления самолетом при заходе на посадку» (патент РФ № 2.267.747, G01C 21/06, 2004), который и выбран в качестве базового объекта.

Известный способ управления самолетом и система индикации при выполнении полета по заданной траектории включает измерение и индикацию параметров полета: высоты, скорости, путевого угла, дальности до взлетно-посадочной полосы, бокового уклонения от оси ВПП, а также формирование и индикацию сигналов изображения ВПП и метки глиссадной дальности. Боковое уклонение от оси ВПП формируют и индицируют с обратным знаком в виде метки обратного бокового уклонения, в процессе выхода на линию заданного пути удерживают метки обратного бокового уклонения между изображениями ВПП и вектора скорости, а при полете по линии заданного пути удерживают метку вектора скорости на метке обратного бокового уклонения. На экране индицируют также тангажно-глиссадную метку, индицирующую отклонение от глиссады по высоте или дальности с обратным знаком, при подходе к глиссаде снижения удерживают тангажно-глиссадную метку между вектором скорости и меткой глиссадной дальности, а при снижении по глиссаде удерживают метку вектора скорости самолета на тангажно-глиссадной метке. Индикация на пилотажном индикаторе отклонений от курса и глиссады относительно шкал курса и тангажа с обратным знаком позволяет совместить на одной планке функцию планки положения и директорной планки, обойтись без изображения осевой линии ВПП, не требует точного обнуления каких-либо сигналов при больших отклонениях от заданной траектории.

Однако в известном способе используется большой арсенал средств навигации, устанавливаемый на современных летательных аппаратах, который при всех его положительных достоинствах не всегда играет решающую роль. Подтверждением тому является то, что большинство (53%) летных происшествий происходит при выполнении заходов на посадку в сложных метеоусловиях. При этом важная роль отводится разрешенному профилю снижения по высоте (вертикальной плоскости посадочного курса). Об этом свидетельствует и ряд последних авиационных катастроф, одной из основных причин которых было грубое нарушение разрешенного профиля снижения по высоте.

Следует отметить, что на показания штатного высотомера и других бортовых приборов из-за дефицита времени посадки и сложности посадочной обстановки летчик не всегда уделяет должное внимание. Поэтому измерение высоты при посадке в сложных метеоусловиях должно быть в автоматическом режиме и своевременно сигнализировать летчику о нарушении разрешенного профиля снижения по высоте.

Кроме того, известный способ не использует возможности и свойства дифференциальной GPS навигации при посадке самолетов в условиях плохой видимости (туман, дождь и т.п.) и слепой посадки.

Технической задачей изобретения является повышение безопасности и точности выполнения такой сложной процедуры как заход на посадку и ее осуществление в условиях плохой видимости.

Поставленная задача решается тем, что способ управления самолетом при заходе на посадку, включающий, в соответствии с ближайшим аналогом, стабилизацию с помощью органов управления заданной траектории при снижении по глиссаде и выравнивании, измерение и индикацию параметров полета: высоты, скорости, путевого угла, дальности до взлетно-посадочной полосы, бокового уклонения от оси ВПП, а также формирование и индикацию изображения ВПП (метки заданного путевого угла /ЗПУ/, метки глиссадной дальности, при этом сигнал бокового уклонения от оси ВПП формируют и индицируют на выбранной дальности с обратным знаком в виде метки обратного бокового уклонения, в процессе выхода на линию заданного пути удерживают метки обратного уклонения между метками ВПП или меткой ЗПУ при полете по маршруту и вектора скорости, а стабилизацию заданной траектории осуществляют путем удерживания метки вектора скорости на метке обратного бокового уклонения, формируют пропорциональный углу между вектором скорости и направлением на метку обратного бокового уклонения сигнал рассогласования по курсу, который обнуляется автопилотом обычным образом, при превышении заданного порога и отличии знака рассогласования от знака обратного бокового уклонения формируют сигнал разовой команды управления по курсу, который индицируют на экране и подают в наушники (головные телефоны) летчика, отличается от ближайшего аналога тем, что на борту самолета устанавливают спутниковый GPS-навигатор, в аэронавигационные карты которого закладывают карты аэродромов посадки и взлетно-посадочных полос, точно привязанные к существующей сетке наземных координат, определяют с помощью спутникового GPS-навигатора проекцию координат самолета по отношению к земле, вектор скорости и высоту над землей, используя текущие координаты центра масс и высоту самолета, полученные с помощью спутникового GPS-навигатора, и, постепенно снижаясь по глиссаде по разрешенному профилю высоты, с помощью экрана навигатора совмещают направление горизонтального вектора скорости с осевой линией ВПП, а по краям взлетно-посадочной полосы размещают несколько уголковых радиолокационных отражателей, отражающих сигнал от бортовой радиолокационной станции обратно на воздушное судно с соответствующим отображением засветок точечных отражателей на экране монитора, причем информацию спутникового GPS-навигатора совмещают с радиолокационным изображением уголковых радиолокационных отражателей, работу спутникового GPS-навигатора осуществляют в дифференциальном режиме.

Формирование меток по предлагаемому способу показано на чертежах, на которых

- Фиг.1 показывает схему формирования метки обратного бокового уклонения, где обозначено:

1 - продольная ось летательного аппарата;

2 - вектор скорости;

3 - боковое уклонение от оси ВПП;

4 - обратное боковое уклонение от оси ВПП;

5 - метка обратного бокового уклонения;

- Фиг.2 показывает схему формирования тангажно-глиссадной метки по обратному отклонению от глиссады по высоте, где обозначено:

7 - заданная глиссада снижения;

2 - вектор скорости;

8 - отклонение от глиссады по высоте;

9 - обратное отклонение от глиссады по высоте;

10 - тангажно-глиссадная метка;

6 - ВПП.

- Фиг.3 показывает схему формирования тангажно-глиссадной метки по обратному отклонению от глиссады по дальности, где обозначено:

11 - фактическая глиссада снижения;

12 - отклонение от глиссады по дальности;

13 - обратное отклонение от глиссады по дальности;

14 - тангажно-глиссадная метка;

2 - вектор скорости;

15 - метка глиссадной дальности.

- Фиг.4 показывает схему формирования метки выравнивания, где обозначено:

16 - расчетная траектория выравнивания;

17 - касательная к расчетной траектории выравнивания, которая определяет расчетный угол тангажа выравнивания;

18 - метка выравнивания;

2 - вектор скорости;

19 - метка вектора скорости.

- Фиг.5 показывает положение меток и индексов на экране при выходе на посадочный курс и глиссаду снижения (самолет находится правее оси ВПП и ниже глиссады, выше заданной траектории выравнивания), где обозначено:

5 - метка обратного бокового уклонения;

6 - ВПП;

19 - метка вектора скорости;

10 - тангажно-глиссадная метка;

18 - метка выравнивания;

15 - метка глиссадной дальности.

- Фиг.6 показывает положение меток и индексов на экране при выравнивании, где обозначено:

5 - метка обратного бокового уклонения.

- Фиг.7 показывает схему формирования разрешенного профиля снижения по высоте, где обозначено:

20 - траектория планирования;

21 - разрешенный профиль снижения по высоте (вертикальная плоскость посадочного курса);

22 - линия посадки (осевая линия ВПП).

Предлагаемый способ управления самолетом при заходе на посадку и посадке реализуется следующим образом.

В процессе полета измеряют и индицируют параметры полета: высоту, скорость, путевой угол, дальность до ВПП, боковое уклонение от оси ВПП, формируют и индицируют сигналы изображения ВПП (метки заданного путевого угла), метки глиссадной дальности.

1. Формируют сигнал обратного бокового уклонения от оси ВПП.

Определяют боковое отклонение от оси ВПП. На осевой линии ВПП (на линии заданного пути (ЛЗП) при полете по маршруту) определяют точку начала координат на постоянной дальности от самолета, что обеспечивает постоянную точность (это важно при полете по маршруту), или на постоянной дальности от торца ВПП, что обеспечивает увеличение точности по мере снижения на посадочном курсе. На линии, перпендикулярной, осевой линии ВПП (перпендикулярно ЛЗП) откладывают боковое уклонение самолета от оси ВПП (от ЛЗП) с обратным знаком и выбранным масштабным коэффициентом (4, фиг.1). Полученная точка определяет положение метки обратного бокового уклонения, которую индицируют на экране пилотажно-навигационного индикатора (5, фиг.6).

На пилотажном индикаторе индицируют изображение ВПП (6, фиг.5, 6), вектор скорости (19, фиг.5, 6), метку обратного бокового уклонения (5, фиг.5, 6), которая индицирует боковое отклонение от оси ВПП с обратным знаком (на фиг.5 самолет находится справа от оси ВПП, метка обратного бокового уклонения - слева) и масштабным коэффициентом (K _z 1÷15). В процессе выхода на ЛЗП удерживают метку обратного бокового уклонения между меткой ВПП и вектором скорости (фиг.5), а при полете на ЛЗП и при движении на земле (на разбеге и пробеге) удерживают метки вектора скорости на метке обратного бокового уклонения (фиг.6).

Формируют сигнал рассогласования по курсу, который пропорционален углу между вектором скорости (2, фиг.1) и направлением на метку обратного бокового уклонения (5, фиг.1). Полученный сигнал рассогласования обнуляется автопилотом обычным образом и при превышении заданного порогового значения используется для формирования сигнала разовой команды управления по курсу. Если сигнал рассогласования по курсу имеет тот же знак, что и сигнал обратного бокового уклонения (фиг.1, 5), то сигнал разовой команды управления по курсу не формируют.

Если сигнал рассогласования по курсу имеет знак, противоположный знаку сигнала обратного бокового уклонения, и превышает некоторое выбранное пороговое значение (1-2°), то формируют сигнал разовой команды управления по курсу: «Влево три!» («Вправо три!» - в зависимости от знака бокового уклонения), индицируют его на экране (со стороны, противоположной направлению разворота,- сигнал «Влево три!» индицируют справа от центра экрана) и подают в наушники летчика.

2. Формируют сигнал обратного отклонения от заданной глиссады снижения по высоте.

Измеряют отклонение от заданной глиссады снижения по высоте (4, фиг.2). На боковом уклонении от осевой линии ВПП, определяемом меткой обратного бокового уклонения, определяют точку начала координат. Определяют заданную глиссаду снижения (7, фиг.2) и продолжают ее до пересечения с вертикальной осью начала выбранной системы координат. От полученной точки откладывают измеренное отклонение от заданной глиссады снижения по высоте с обратным знаком и выбранным масштабным коэффициентом (9, фиг.2). Полученная точка определяет положение тангажно-глиссадной метки (10, фиг.2) относительно шкалы тангажа (ось «О-Y», фиг.2), которую индицируют на экране пилотажно-навигационного индикатора (10, фиг.5, 6).

Формируют сигнал рассогласования по тангажу, который пропорционален углу между вектором скорости (2, фиг.2) и направлением на тангажно-глиссадную метку (10, фиг.2).

Если сигнал рассогласования по тангажу имеет знак, противоположный знаку сигнала обратного отклонения по высоте (фиг.2) и превышает некоторое выбранное пороговое значение (0,5°), то формируют сигнал разовой команды управления по тангажу: «Глиссада!».

3. Тангажно-глиссадная метка может быть определена и по обратному отклонению от заданной глиссады по дальности.

На пилотажном индикаторе индицируют тангажно-глиссадную метку (10, фиг.2, 14, фиг.3, 10, фиг.5, 6), которая перемещается параллельно осевой линии ВПП, на боковом уклонении от нее.

4. Формируют сигнал выравнивания.

Определяют расчетную траекторию выравнивания (16, фиг.4). В первом приближении - это дуга окружности. Определяют касательную к расчетной траектории выравнивания (17, фиг.4). Эта касательная определяет положение метки выравнивания (18, фиг.4) на шкале тангажа (ось Y, фиг.4).

Формируют сигнал рассогласования по траектории выравнивания, который пропорционален углу между вектором скорости (2, фиг.4) и направлением на метку выравнивания (18, фиг.4).

При снижении ниже расчетной траектории выравнивания (или ниже безопасной высоты полета) формируют, индицируют на экране и подают в наушники летчика сигнал разовой команды управления по тангажу: «Выравнивай, дурак старый!»

Формирование сигналов разовых команд управления в зависимости от величины и знака рассогласования позволят своевременно информировать летчика об отклонениях от расчетной траектории полета (что поможет парировать отказы датчиков и автопилота) и избавиться от ненужных подсказок (при правильном пилотировании разовые команды управления не формируются и не выдаются даже при больших уклонениях от заданной траектории полета).

5. Определяют пространственное местоположение самолета с использованием спутникового GPS-навигатора

На борту самолета устанавливают спутниковый GPS-навигатор, в аэронавигационные карты которого закладывают карты аэродромов посадки и взлетно-посадочных полос, точно привязанных к существующей сетке наземных координат. Определяют с помощью спутникового GPS-навигатора проекцию координат самолета по отношению к земле, вектор скорости и высоту над землей. Используя текущие координаты центра масс и высоту полета, полученные с помощью спутникового GPS-навигатора, и, постепенно снижаясь по глиссаде по разрешенному профилю высоты, с помощью экрана навигатора совмещают направление горизонтального вектора скорости с осевой линией ВПП.

Точность в 6 метров (Мясников В. ГЛОНАСС для всех нас. Независимое военное обозрение, № 20, 2010, с.10) позволяет вывести воздушное судно на осевую линию полотна ВПП, даже в условиях плохой видимости или ее отсутствии. Безусловно, летчику для ориентировки также очень важно при снижении до определенной критической высоты (20-30 м) с помощью своего зрительного канала наблюдать землю и наземные посадочные огни.

Для предоставления дополнительной информации летчику о правильности курса в ближней зоне по краям ВПП устанавливают уголковые радиолокационные отражатели, отражающие сигнал от бортовой РЛС обратно на воздушное судно, с соответствующим отображением засветок точечных (уголковых) отражателей на экране монитора. Причем информацию с GPS-навигатора можно совместить с данным радиолокационным изображением.

Имея основную (GPS/ГЛОНАСС) информацию, пилот будет способен с помощью полученной дополнительной радиолокационной картинки произвести более точную посадку воздушного судна на ВПП в условиях плохой видимости. Кроме этого, радиолокационное изображение отраженных сигналов от уголковых отражателей дополнительно подтвердит, что пилот действительно производит посадку на взлетно-посадочную полосу (дублирование информации).

Для повышения точности определения местонахождения самолета и разрешенного профиля его снижения по высоте применяют метод дифференциальных поправок, который основан на использовании известного в радионавигации принципа дифференциальных навигационных измерений.

Дифференциальный режим позволяет определить координаты и высоту самолета с точностью до 1 м и выше. Дифференциальный режим реализуется с помощью контрольного GPS-приемника, установленного на диспетчерском пункте. Последний располагается на аэродроме в месте с известными координатами (долгота, широта) и дает возможность одновременно отслеживать со стационарной позиции GPS-спутники. Сравнивая известные координаты, полученные в результате прецизионной геодезической съемки, с измеренными, контрольный GPS-приемник вырабатывает дифференциальные поправки, которые передаются на борт самолета по радиоканалу в заранее установленном формате. Дифференциальные поправки, принятые от диспетчерского пункта, автоматически вносятся в результаты собственных измерений самолета. Для пилота это означает, что существует возможность инструментальной посадки (даже при нулевой видимости) вплоть до касания ВПП.

Таким образом, предлагаемый способ по сравнению с базовым объектом и другими техническими решениями аналогичного назначения обеспечивает повышение безопасности и точности выполнения такой сложной процедуры как заход на посадку и ее осуществление в условиях плохой видимости. Это достигается путем использования спутникового GPS-навигатора, работающего в дифференциальном режиме и установленного на борту самолета.