Способ выхода самолета на заданную линию пути

Р 1 55690 Сова Советских Социалистических Республик2) Авторизобретения1) Заявитель Ю, Г. Кассин Рижский институт инженеров гражданской авиации им. Ленинского комсомола4) СПОСОБ ВЫХОДА САМОЛЕТАНА ЗАДАННУЮ ЛИНИЮ ПУТИ вет ааа о Государственный комитет (23) ПриоритетСовета Министров СССР Изобретение относится к области самолетовождения и пилотирования самолетов.Известны способы выхода самолета на заданную линию пути разворотом на 180 с использованием автоматизированной системы управления, при котором первый разворот на 90 о производят с максимальным углом крена.Цель изобретения - уменьшение методической ошибки.Это достигается тем, что делают замер боковой составляющей ветра к заданной линии пути и одновременно замер отклонения фактического значения воздушной скорости самолета от расчетной, а затем осуществляют второй разворот на 90 с углом крена, корректированным в зависимости от величины и знаков боковой составляющей ветра и отклонения воздушной скорости.На чертеже показана схема выхода центра масс самолета на заданную линию пути при вводе коррекционного сигнала по углу крена.На самолете имеется система автоматическото управления, которая включает цифровую управляющую машину (ЦУМ). Системе управления могут задаваться различные программы разворота по углу крена. Кроме того, задана система координат ОХаУаУсвязанная с Землей. Относительно этой системы замеряется отклонение центра масс самолета Л, и корость отклонения 2 с. 2Самолет движется с фактической воздушнойскоростью Рсф, отличающейся от расчетной 1 орТребуется развернуть самолет на 180 покурсу с выходом на заданную линию пути, параллельную линии ОХ, и отстоящую от нее на заданном расстоянии Ланд при условии перемещения воздушных масс со случайным вектором Г1 о Первый разворот осуществляется по жесткой программе с максимально допустимым углом крена умакс (минимальным радиусом разворота Р,вик). Разворот заканчивается в точке 1, отстоящей от линии ОХ, на расстоянии в 15 направлении ОЛ равном9 мин -1: 72 рава.тде Ранк - йсамолета при максимальном угле 20 крена тмакс;У, - модуль, составляющей векторара в направлении 02урвав время первого разворота на 90.На участке от точки 1 до точки 2 самолет 25 движетсЯ по пРЯмой с кУРсом ьад+90, Непрерывно осуществляется измерение бокового смещения Л, и скорости бокового смещения Л, В момент (точка 2), когда разностьстановится равной расчетному радиусу разворота Рр при условии разворота самолета с некоторым расчетным углом крена бакр(ук 11, одновременно измеряются две разности;разность между составляющей путевой скорости самолета Ло в направлении ОУК и фактической воздрушной окоростью 1 оф, с какой ле. тит самолет. Эта разность равна составляощей скорости воздушных масс О,- на направление 0 о, т, е. разность между фактической воздушной скоростью Гоф и расчетной воздушной скоростью Кор1 оф к ор - ЛкоВ зависимости от знаков У, и Ло и их величин в системе управления формируется программа разворота с коррекцией по углу крена.Методика определения требуемой коррекциипрограммного угла крена при развороте предполагает использование ЦУМ,Предварительно моделированием движениясамолета при развороте на 90 с варьированием программных углов крена бакр и воздушнойскорости полета К определяются следующиезависимости:зависимость величины бокового смещения7, относительно воздуха в функции программного значения угла крена ук при корректированном развороте с варьированием воздушной скорости полета самолета о, Эта зависимость, например, при квантовании величинывоздушной скорости ЛУ=1 м/сек и ее изменеНИя В ПрЕдЕЛаХ о=50 - 56 М/СЕК Прн бакр== 18 - 30,зависимость значения времени второго разворота 1 г в функции программных значений угла крепа бакр с варьированием воздушной скоРОСТИ СаМОЛЕта Ко.Если за номинальную (расчетную) воздушную скорость полета самолета принять ее возможное среднее значение Чор=53 м/сек, а заноминальную программу разворота - разворотс углом крена 7,р=24, то указанные выше зависимости позволяют получить дополнительно:отклонение бокового смещения ЛЕо центрамасс самолета от расчетного значения Лор -- Лрв функции отклонения воздушной скоростиЛо с варьированием угла крена ук,отклонение времени второго разворота Лгот расчетного значения 1 г,р, в функции отклонения воздушной скорости Л 1 о с варьированием угла крена уотклонение бокового смещения ЛЛо центрамасс самолета от расчетного значения ор --=Яр в функции отклонения угла крена Лрк отрасчетного значения бакр с варьированием возДУШНОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕта Ко,Последние три зависимости вводятся в память ЦУМ. При этом определение требуемого программного угла крена ук при разворотепроизводится следующим образом: из сравнивающего устройства в ЦУМ поступает величина отклонения Ло. На основании зависимости ЛЕо=Ло(Л о) дчя кр=24 определяется величина бокового отклонения Ло(Л о)при том же известном значении ЛЪо определяется отклонение времени разворота Игл в первом приближении для бакр -- ,24,вычисляется относ самолета вместе с воздушными массами за все время разворота в первом приближении21 -- У 2 (2 р + Ы 2,1 )1вычисляется суммарное отклонение центра15 масс самолета в первом приближении при развоРоте с Расчетным Углом кРена кр=,24 и пРи наличии отклонения Л 1, и оокового ветра с/,ЛЛг, = - Ло(Мо)+20 при известной фактической скорости самолета из зависимости ЛЛо=ЛЛ,(Лук) по вычисленному ЛУ, определяется в первом приближении требуемая поправка к углу крена (, и сам,программный угол крена251 к 1 кр+Лк Фкоторый должен обеспечить отклонение Л, противоположное по знаку отклонению ЛЯ вычисленному согласно выражениюЛ = Ло(ЛКо)+ ,.Далее осуществляется второй цикл вычислений:вычисляется отклонение времени разворотаЫг,г во втором приближении;вычисляется относ самолета вместе с воздушными массами за все время разворота во втором приближениил, и 2 рг + Л 2,2),вычисляется суммарное отклонение во втором приближенииЛ., Л, (Л 1,) + ,;45 вычисляется поправка к углу крена Лрк, вовтором приближении и сам программный корректированный угол крена при развороте7 к. = Тр+ Л/к,50 Циклы сближения продолжаются до определения программного угла крена с заданнойточностью. После этого задается программаразворота с вычисленным корректированнымуглом крена рк, который учитывает боковой55 ветровой поток У, и отклонение воздушнойскорости Ло. Радиус разворота при этом относительно Земли остается близким к расчетному значению Йр.Вследствие наличия методических ошибок,00 вызванных квантованием корректированнойпрограммы по утлу крена в зависимости отзначения У, и ЛУоотклонением фактического угла крена,приразвороте от заданной программой рк=укр+05 +ЛУк515690 6 В случае, если после разворота на 180 система управления дополнительно выполняет функцию с 1 аои гизации заданного бокового отклонения 7 з.л от прсжисй линии пути, то указанные мстодичсские ошиоки 2, сводятся и нулю за минимал 1 иос время коррекции. 1 О Способ выхода симолета на заданную линиюпути разворотом на 180 с использованием автоматизированной системы управления, при котором первый разворот на 90 производят 15 с максимальным углом крена, о т л и я а ющ и й с я тем, что, с целью уменьшения методической ошибки выхода, замеряют боковую составляющую ветра к заданной линии пути и однов теменно замеряют отклонения фактичесо 0 кого значения воздушной скорости самолетаот расчетной, а затем осуществляют второй разворот на 90" с углом крена, корректированным в зависимости от величины и знаков боковой составля 1 ощей ветра и отклонения воздушной скорости. АМЮу Яйр Составитель М. ХесинТекред М. Семенов Корректор А. Гала Редактор Т. Г Тираж 630вета Министротрытийиаб., д. 4,5 ПодписноеСР Изд.1518 Государственного комитета Со по делам изобретений и от 13035, Москва, Ж, Раушскаказ 1781,13ЦИИИП Типография, пр. Сапунога, 2 центр масс самолета выходит на новую лио нию пути после разворота на угол тзал+180 с некоторой ошибкой ЛЕо. Для сс ликвидации производится вторая коррекция выхода самолета на заданную линию пути, при которой переменной регулирования является ошибкаЛз = 2 з - задНа осуществление разворота указанным способом накладывается ограничение7 зад .- 9 мин+ ттумаксразв+ р где Улмазе - положительная максимальная составляющая скорости ветра на направлениеУказанный способ разворота самолета целесообразно применять в том случае, если требуется после разворота на 180 вывести самолет, оборудованный дискретной системой автоматического управления (которая на этапе разворота осуществляет управление угловыми координатами, стабилизацию угловых координат и центра масс самолета на высоте), на новую заданную линию пути с минимальными методическими ошибками. Формула изобретения