ИНФОРМАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ ДЛЯ АВТОНОМНЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМ ПОСАДКИ
На основании анализа особых условий на посадке и оценки степени влияния неблагоприятных факторов, свойственных военной авиации, обоснованы требования к процедуре автоматизации управления летательным аппаратом на заключительном этапе полета. Указаны характерные недостатки курсоглиссадной автоматической системы и предложена автономная автоматическая система посадки с использованием измерительной информации от корреляционно-экстремальной навигационной системы с динамической памятью.
Одним из наиболее технически сложных вопросов проблемы обеспечения безопасности посадки является вопрос ее автоматизации. Снижение самолета перед заходом на посадку, выполнение предпосадочного маневра, выравнивание и приземление составляют совокупность ответственных и напряженных этапов полета, на которые до настоящего времени приходится значительный процент общего числа аварий и катастроф. Из 448 авиационных происшествий (АП) в СНГ в период с 1982 г. по 2006 г. 47% АП произошли на посадке (приземление до ВПП, повреждение на ВПП, выкатывание за пределы ВПП на посадке) [1]. Существует целый ряд причин такого положения. Одна из причин заключается в повышенной информационной нагрузке на летчика на этапе посадки. При посадке самолета с ручным управлением летчик должен управлять модулем скорости самолета, вертикальной и боковой составляющими скорости, высотой полета и боковым отклонением, углом атаки, углами тангажа, крена и рыскания, посылать многочисленные разовые команды, воспринимать информацию разнообразных указателей и сигнализаторов, оценивая при этом положение самолета относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) визуально [2].
Повышенная информационная нагрузка обуславливает увеличение вероятности ошибок, снижение вероятности принятия правильного решения в осложняющихся обстоятельствах или аварийной ситуации [3].
Авиационная техника пятого поколения наряду с большими преимуществами в аэродинамической компоновке имеет недостатки в устойчивости и управляемости на посадочных режимах.
Опыт ведения локальных войн требует от летательных аппаратов (ЛА) "способности" совершать безопасные посадки на малоразмерные площадки, даже такие как прямолинейные участки автострад. Кроме того, современные динамичные боевые действия требуют надежной посадки с прямой после интенсивного снижения, так как предпосадочное маневрирование типа "коробочки", снижение по глиссаде с углом наклона траектории 2040' или уход на второй круг существенно увеличивают уязвимость ЛА и вероятность его поражения средствами ПВО противника, находящимися на вооружении диверсионно-разведывательных групп.
Высокая точность требует при посадке самолета на авианесущий крейсер, где размеры полетной палубы не велики, существуют жесткие ограничения по ударным перегрузкам, возникающим в момент касания палубы, Поэтому так актуально требование по снижению вертикальной скорости самолета на этапе посадки.
С другой стороны неблагоприятные характеристики устойчивости и управляемости ЛА, необходимость снижения метеоминимума, увеличение посадочных скоростей, посадочной массы, пробега по ВПП, напряженность управления движением самолетов в районе аэродрома, потребность повышения уровня безопасности полетов и увеличение пропускной способности аэродромов приводит к острой необходимости автоматизации управления посадкой самолета. Требования высокой точности управления самолетом при выводе его в заданную область пространства, из которой возможно безопасное приземление, быстротечность режима посадки, дефицит времени на принятие решения повышают психофизиологическую напряженность летчика [4]. Поэтому при автоматизации управления посадкой должны учитываться как необходимость обеспечения управления посадкой независимо от погодных условий с высокой точностью и безопасностью полета, так и необходимость снижения психофизиологической напряженности летчика, что будет способствовать повышению вероятности принятия правильного решения. Следует учесть то, что посадка является завершающим этапом полета, которому предшествовал воздушный бой, атака наземных целей, преодоление ПВО противника, полет по маршруту, то есть выполнение боевой задачи, требующей максимального психофизиологического напряжения летчика. Максимальная психофизиологическая напряженность летчика наблюдается при принятии решения на посадку и выполнении посадки. В эти моменты летчик не только воспринимает информационную модель полета от системы отображения информации, но и визуально оценивает местоположение ЛА относительно ВПП. При этом он сравнивает пространственно-временной образ полета, построенный им на основании информационной модели, с реальным процессом полета. Проблема возрастающей психофизиологической напряженности летчика с особой остротой встает при выполнении посадки на подвижную посадочную площадку, какой является палуба авианесущего крейсера.
Таким образом, автоматизация процесса посадки должна обеспечивать:
- повышение безопасности полетов за счет "разгрузки" летчика на заключительном этапе полета;
- увеличение точности приземления, что позволяет снизить требования к размерам ВПП;
- уменьшение посадочной скорости путем допустимого увеличения угла атаки при выравнивании и приземлении;
- уменьшение ударных перегрузок при приземлении, что увеличивает срок службы тех агрегатов и конструкций, время эксплуатации которых определяется числом посадок [5].
Исходя из вышесказанного, можно сформулировать задачи построения автоматической системы посадки. Весь процесс автоматизированной посадки можно разделить на три основных этапа:
- оценивание положения ЛА относительно ВПП и принятие решения на выполнение посадки;
- построение оптимальной траектории движения ЛА в процессе посадки с учетом ограничений, накладываемых энергетикой ЛА;
- стабилизация ЛА на заданной траектории.
На всех этапах автоматической посадки требуется информация о положении ЛА относительно ВПП, а также информация о составляющих вектора скорости ЛА. Кроме того, на посадочном этапе необходима информация о воздушной скорости, аэродинамических углах, углах ориентации, угловых скоростях, угловых и линейных ускорениях.
В настоящее время наиболее сложным является вопрос получения информации о положении ЛА относительно ВПП. Поэтому, для построения системы автоматической посадки требуется решить следующие задачи:
- обеспечения информацией о положении ЛА относительно ВПП;
- построения оптимальной траектории движения ЛА в процессе посадки;
- оптимального управления стабилизацией ЛА на заданной траектории.
Основные требования, предъявляемые к системам автоматической посадки:
- вероятность возникновения опасного отказа 10̄7;
- вертикальная скорость в момент приземления не более 0,6м/с;
- максимальное боковое отклонение не более σz=5м, σz=1м/с;
- максимальное продольное отклонение не более σx=300м;
- угол крена в момент приземления не должен превышать 1,5°;
- ошибка курса при приземлении - в пределах ±2°;
- угол тангажа при приземлении до 4°[5].
Существующие способы и системы решения первой и частично второй поставленных задач, то есть задач определения координат самолета относительно ВПП и построения траектории движения самолета в процессе производства посадки неавтономны, требуют наличия наземного оборудования, обладающего высокой точностью топогеодезической привязки.
По вопросу формирования траектории движения ЛА в процессе посадки можно рассмотреть типовую траекторию посадки - глиссаду, которая задается в виде прямой линии, проекция которой совпадает с осью ВПП, а в вертикальной плоскости данная линия образует угол 2°40' с плоскостью местного горизонта. Эта прямая соответствует предпосадочному снижению до высоты 20 м. На высоте 15 - 20 м выполняется выравнивание, затем выдерживание и приземление. Эти три этапа характеризуются экспоненциальной траекторией движения ЛА, причем экспонента задается с горизонтальной асимптотой, проходящей на небольшой глубине под поверхностью ВПП [2].
Анализ законов управления в боковом и продольном каналах, используемых в современных системах автоматического управления и автопилотах, позволяет сделать следующие выводы:
- контур нестационарен, так как коэффициент усиления разомкнутого контура обратно пропорционален дальности до радиомаяка,
- передаточные числа в законах управления постоянные, в то время как требуется изменять передаточные числа в функции времени для реализации оптимального управления [5].
Таким образом, при использовании курсо-глиссадной автоматической системы посадки можно выделить основные недостатки:
- нестационарность контуров управления;
- невозможность использования информации курсо-глиссадных маяков при выполнении посадки на всех ее этапах вследствие значительных искажений равносигнальной линии на малых высотах из-за влияния земли и боковых лепестков диаграммы направленности;
- неавтономность, наличие сложного наземного оборудования, требующего точной топогеодезической привязки;
- низкая помехозащищенность, наличие радиоизлучения, демаскирующего аэродром.
Сущность предлагаемой системы [6] состоит в следующем: корреляционным методом отслеживая участок подстилающей поверхности с центром в середине ВПП, производится измерение углов визирования и дальности до центра визируемого участка. Полученные таким образом координаты самолета в сферической системе координат с центром в середине ВПП пересчитываются в прямоугольные координаты, связанные с центром ВПП так, что ось ОХ лежит на оси ВПП, ось ОУ направлена вверх по местной вертикали, а ось 0Z дополняет данные оси до правой тройки (рис. 1). Поэтому проекция вектора дальности на ось ОУ есть высота полета относительно ВПП; проекция вектора дальности на ось 0Z - боковое отклонение, проекция вектора дальности на ось ОХ - горизонтальная дальность.
Таким образом, получены координаты самолета относительно ВПП. Аналитически это можно показать следующим образом: измеряются d,φy,φz, рассчитывается вектор d̄, равный:
Увеличить zinoviev82008-1.gif (7кб)
.
Для общего случая, когда измерительная система связана со строительными осями ЛА, можно записать:
Увеличить zinoviev82008-2.gif (6кб)
,
где Х, У, Z - компоненты вектора d̄ в нормальной земной системе координат, связанной с центром ВПП, A(ψ,ϑ,γ) - матрица направляющих косинусов, описывающих поворот связанной системы координат оху на углы ψ,ϑ,γ относительно нормальной земной системы координат 0ХУZ.
Увеличить zinoviev82008-3.gif (50кб)
Рис. 1. Принцип измерения координат и связь систем координат
Достоинства предлагаемой системы определения координат ЛА относительно ВПП следующие:
- измерение координат ЛА производится непосредственно относительно ВПП, что отвечает основным требованиям, предъявляемым к системам посадки, и обеспечивает возможность производства посадки на подвижную площадку;
- автономность данного способа посадки заключается в том, что все необходимое оборудование размещается на борту ЛА, и нет необходимости в специальном наземном оборудовании;
- измерение координат производится непрерывно на всех фазах посадки, что позволяет производить автоматическую посадку до приземления, используя информацию о положении ЛА относительно центра ВПП, получаемую данной системой;
- скрытность функционирования, обусловленная отсутствием на аэродроме посадочных радиоизлучающих устройств.
Таким образом, автономная автоматическая система посадки, использующая информацию от корреляционно-экстремальной следящей системы, позволяет решать все поставленные перед системами автоматической посадки задачи. В качестве дополнения к достоинствам данного способа можно отнести возможность формирования "гибких" траекторий движения ЛА в процессе посадки и возможность оценивания области пространства, из которой возможно безопасное приземление. Сравнение текущего положения ЛА с данной областью позволит выполнить автоматически операцию "принятие решения", разгрузив тем самым летчика на одном из самых напряженных этапов полета.
Такую систему можно разделить на три основные подсистемы:
- измерительная подсистема;
- подсистема траекторного управления;
- подсистема внутреннего управления.
Измерительная подсистема.
В качестве измерительной подсистемы, обеспечивающей информацию о положении ЛА относительно центра ВПП, можно использовать корреляционно-экстремальную навигационную систему с динамической памятью (КЭНС-Д).
В данном случае КЭНС-Д может быть построена с использованием телевизионной следящей системы корреляционного типа, импульсного лазерного дальномера, инерциальной навигационной системы (ИНС) и цифрового вычислительного устройства (рис. 2).
Рассмотрим работу телевизионной следящей системы корреляционного типа. Измерение угловых координат с помощью телевизионной следящей системы производится на основании сравнения двух видеосигналов - эталонного и текущего. Сравнение видеосигналов производится методами статической обработки информации. Эталонное изображение, представляемое соответствующим видеосигналом, характеризует требуемое положение объекта по отношению к полю зрения телевизионной камеры, в то время как видеосигнал от текущего положения, характеризует истинное положение этого объекта в поле зрения камеры. Сравнение видеосигналов путем определения их взаимной корреляционной функции и ее максимизации позволит определить отклонение текущего положения объекта наблюдения от требуемого (в качестве объекта наблюдения может быть ВПП). Для получения эталонного изображения выбранный объект наблюдения должен находится в центре растра видеоконтрольного устройства 2. Оператор (летчик) с помощью пульта управления 1 совмещает выбранный объект наблюдения с центром растра путем подачи через блок связи 3 на исполнительное устройство сигналов, обеспечивающих разворот телевизионной камеры. После "захвата" объекта наблюдения телевизионная следящая система переходит в режим автосопровождения. Сравнение текущего изображения с эталонным производится в вычислительном устройстве 13 коррелятора. Эталонное изображение формируется в запоминающем устройстве 8 коррелятора в виде опорного кадра. С помощью устройства сдвига 9 коррелятора опорный кадр сдвигается в двух взаимно перпендикулярных направлениях. В результате корреляции двух изображений выделяются сигналы по соответствующим каналам. Эти сигналы подаются на исполнительное устройство, вызывая разворот телевизионной камеры в направлении устранения рассогласования.
Учитывая то, что в процессе полета самолета изменение масштаба и повороты изображения приводят к изменению текущего изображения по сравнению с запомненным, осуществляется обновление эталона в памяти коррелятора.
Сигналы рассогласования характеризуют не смещение объекта наблюдения, а смещение всего изображения в поле зрения телевизионной камеры, поэтому для обеспечения слежения не требуется контраста объекта наблюдения на окружающем фоне. Использование всего объема информации, попадающего в поле зрения телевизионной камеры, приводит к его высокой помехозащищенности. Следует отметить, что использование телевизионной следящей системы с корреляционной обработкой видеосигнала способны работать при низких уровнях освещенности и малых контрастах объектов на местности [7].
Увеличить zinoviev82008-4.gif (123кб)
Рис. 2. Функциональная схема измерительной подсистемы
1 - пульт управления, 2 - видеоконтрольное устройство, 3 - блок связи, 4 - исполнительное устройство, 5 - объектив, 6 - телекамера, 7 - видеоусилитель, 8 - запоминающее устройство, 9 - устройство сдвига, 10 - формирователь рассогласования, 11 - блок разверток, 12 - генератор, 13 - вычислительное устройство коррелятора, 14 - лазер, 15 - устройство накачки, 16 - оптическая система, 18 - интерференционный фильтр, 19 - фотоумножитель, 20 - триппельпризма, 21 - усилитель-формирователь, 22 - триггер, 23 - счетчик, 24 - схема совпадений, 25 - угломерное устройство, 26-вычислитель
Кроме телевизионной следящей системы, позволяющей с помощью угломерного устройства измерять углы визирования, в КЭНС-Д входит импульсный лазерный дальномер, оптическая ось которого совмещена с оптической осью телевизионной следящей системы, что обеспечивает измерение дальности непосредственно до центра визируемого участка подстилающей поверхности.
Импульсный лазерный дальномер, предназначенный для измерения расстояний до 16 км с точностью до 0,5 м [7]. Неодимовый лазер 14 с длиной волны излучения 1,065 мкм работает в режиме модуляции добротности, осуществляемом призмой БР-180, вращающейся с помощью электродвигателя ДИД-1. Генерируемые импульсы имеют длительность 20 - 30 нс. Накачка активного вещества производится устройством 15 с импульсной ксеноновой лампой типа ИСП-250. Выходящее излучение направляется на трассу телескопической оптической системой 16, уменьшающей его угловую расходимость до γ=1' при одновременном увеличении диаметра пучка до Dвых≈20 см. Отраженное от объекта излучение собирается оптической системой 17 и через интерференционный фильтр 18 поступает на фотоумножитель 19. Часть излучения лазера триппельпризмой 20 передается непосредственно в приемную оптику, минуя трассу. Это создает опорный сигнал. После фотоэлектрического преобразования усилителем-формирователем 21 опорный сигнал усиливается и из него формируется импульс, под действием которого происходит переключение триггера 22. Стартовый импульс триггера запускает счетное устройство 23. Отраженный от объекта свет на выходе фотоумножителя формирует сигнал, сдвинутый во времени относительно опорного, который после усиления и формирования также подается на триггер. Под действием этого импульса триггер перебрасывается в исходное состояние и генерирует стоп-импульс, останавливающий счетчик. Таким образом, счетное устройство измеряет время задержки τ отраженного светового импульса относительно опорного. В дальномере используется схема совпадений 24 и два кварцевых генератора на 5 и 5,05 мГц. Результат измерения выдается потребителям и в зависимости от времени запаздывания определяется дальность d=cτ/2 , где с - скорость света. Выходная мощность излучения в импульсе составляет (1...10) 10̽6 Вт [7].
В качестве угломерного устройства 25 может использоваться синусно-косинусный вращающийся трансформатор (СКВТ), либо преобразователь типа "угол-код". Погрешность СКВТ составляет 4'. Погрешность преобразователя определяется используемой сеткой кода. Так при использовании 16-ти разрядного кода погрешность измерения составляет 0,015" [8].
Входящая в состав КЭНС-Д инерциальная навигационная система обеспечивает информацию об угловой ориентации ЛА и составляющих вектора скорости. Вычислительное устройство 26 позволяет получить относительную высоту полета ЛА, боковое отклонение от оси ВПП и горизонтальную дальность до центра ВПП.
Достоинствами данной информационной подсистемы являются:
- высокая точность измерения, обусловленная высокими точностными характеристиками импульсного лазерного дальномера и угломерного устройства;
- высокая помехозащищенность;
- скрытность функционирования, обусловленная игольчатой диаграммой направленности излучения лазерного дальномера;
- автономность, так как все оборудование размещается на борту ЛА;
- линейность характеристик измерения.
Все вычислительные устройства, входящие в состав телевизионной следящей системы, импульсного лазерного дальномера и вычислительное устройство 26 могут быть построены на типовых микропроцессорных комплектах. Построенные таким образом вычислительные устройства обладают высокой точностью, надежностью, обусловленной наличием встроенного контроля и резервированием, малыми габаритами, массой, небольшой потребляемой мощностью. Кроме того, цифровые вычислители легко сопрягаются с бортовыми ЦВМ.
Алгоритм функционирования всей системы следующий: после вывода самолета в заданную область пространства, откуда возможно безопасное приземление, летчик совмещает центр видеоконтрольного устройства с изображением ВПП и переводит телевизионную следящую систему в режим автосопровождения. Информация, получаемая от КЭНС-Д, поступает в подсистему траекторного управления, где производится расчет оптимальной траектории движения самолета, одновременно оценивается возможность совершения безопасной посадки. Если из одного пространственного положения возможно безопасное приземление, то осуществляется заход на посадку и посадка по заданной в подсистеме траекторного управления траектории. По мере приближения самолета к ВПП улучшается детальность изображения видеоконтрольного устройства, и летчик может корректировать визируемый участок, совмещая его центр с центром ВПП. Таким образом осуществляется автоматическая посадка самолета.
Анализ точности информационной подсистемы показывает, что по мере приближения к ВПП абсолютные погрешности измерения уменьшаются. Максимальная точность измерения относительной высоты и бокового отклонения достигается с дальности 60 м и составляет σy=σz=0,1м. Максимальная точность измерения горизонтальной дальности достигается с дальности 1000 м и составляет σx=0,5м.
Литература
1. Полтавец В. А. Статистика негативных тенденций в аварийности тяжелых гражданских самолетов./ Труды общества независимых расследователей авиационных происшествий. Вып. 19. – М.: 2007.
2. Красовский А. А. Системы автоматического управления полетом пилотируемых летательных аппаратов. – М.: ВВИА им. проф. Н. Е.Жуковского, 1971.
3. Пономаренко В.А. Страна Авиация – черное и белое. – М.: Наука, 1995.
4. Меденкова О. С., Орлова О. А. Психофизиологическая надежность летчика.// Человеческий фактор в авиации и космонавтике: Сб. научных трудов./ Под ред. Меденкова А. А.. – М.: Полет, 2007
5. Красовский А. А., Лебедев А. В., Невструев В. В. Теоретические основы пилотажно-навигационных комплексов. – М.: ВВИА им. проф. Н. Е.Жуковского, 1981.
6. Система автоматической посадки летательных аппаратов. – Патент № 2018785, 30.08. 1994. Авт.: Зиновьев А. В., Гребенников В. М., Коротаев Е. В., Пасюк В. П. – М.: РОСПАТЕНТ, 1994.
7. Криксунов Л. З. Авиационные системы информации оптического диапазона. – М.: Машиностроение, 1985.
8. Стрыгин В. В. Основы автоматики и вычислительной техники. – М.: Энергоиэдат, 1981.
