RU2086471C1 - Aircraft landing system - Google Patents
Aircraft landing system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2086471C1 RU2086471C1 RU94042114A RU94042114A RU2086471C1 RU 2086471 C1 RU2086471 C1 RU 2086471C1 RU 94042114 A RU94042114 A RU 94042114A RU 94042114 A RU94042114 A RU 94042114A RU 2086471 C1 RU2086471 C1 RU 2086471C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- runway
- optical system
- light
- markers
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам обеспечения посадки, и может быть использовано для обеспечения автоматической посадки на слабооборудованные взлетно-посадочные полосы (ВПП) или временные площадки преимущественно легких самолетов в сложных метеоусловиях и в любое время суток. The invention relates to aeronautical engineering, in particular to means of providing landing, and can be used to provide automatic landing on poorly equipped runways or temporary platforms of predominantly light aircraft in difficult weather conditions and at any time of the day.
Известна система синтезированного видения SVS (Synthetic Vision System), содержащая радиолокационную станцию (РЛС) миллиметрового диапазона, инфракрасный датчик (ИК) системы FLIR диапазона 3-5 мкм, видеокамеру, индикатор на лобовом стекле (ИЛС), подсистему комплексирования информации. ИК-датчик системы FLIR содержит оптическую систему (объектив Бауэр-Максутова), сканирующее устройство, выполненное в виде многогранной быстровращающейся призмы, которая оптически связана с подвижным плоским зеркалом, снабженным устройством охлаждения (сосуд Дьюара), фотоприемник ИК-излучения, к выходу которого подключено вычислительное устройство. РЛС и ИК-датчик подключены к ИЛС, на котором изображения ВПП, полученные в радиолокационном и инфракрасном диапазонах, совмещают с символикой ИЛС, воспроизводящей данные пространственного положения самолета, информации о глиссаде, сигналы командно-пилотажного прибора. Видеокамера обеспечивает летчику обзор закабинного пространства. Система предназначена для представления летчику информации об аэродромной обстановке при взлете, посадке и рулении на ВПП в сложных метеоусловиях и позволяет "видеть" находящиеся на ВПП объекты (препятствия) на расстоянии порядка 3 км (J. Aviation Week, 6/VIII 1984, vol. 121, N6, p. 77-80) (1). Known synthesized vision system SVS (Synthetic Vision System), containing a radar station (radar) of the millimeter range, an infrared sensor (IR) system FLIR range 3-5 microns, a video camera, an indicator on the windshield (ILS), a subsystem of information integration. The IR sensor of the FLIR system contains an optical system (Bauer-Maksutov lens), a scanning device made in the form of a multifaceted, rapidly rotating prism, which is optically coupled to a movable flat mirror equipped with a cooling device (Dewar vessel), an infrared photo detector, to the output of which computing device. The radar and infrared sensor are connected to the ILS, in which the images of the runway obtained in the radar and infrared ranges are combined with the ILS symbols reproducing the spatial position of the aircraft, glide path information, signals from the flight control device. The camcorder provides the pilot with an overview of the cockpit space. The system is designed to provide the pilot with information about the aerodrome situation during take-off, landing and taxiing on the runway in difficult weather conditions and allows you to "see" objects (obstacles) located on the runway at a distance of about 3 km (J. Aviation Week, 6 / VIII 1984, vol. 121, N6, p. 77-80) (1).
Описанная система выбрана в качестве прототипа бортового оборудования предлагаемой системы посадки самолетов. The described system is selected as a prototype of the on-board equipment of the proposed aircraft landing system.
Причины, препятствующие достижению требуемого технического результата при использовании прототипа, заключаются в следующем. Функционально описанная система предназначена для посадки самолетов летчиком вручную. Конструктивно она состоит из технически сложных, функционально независимых устройств, что усложняет и удорожает систему в целом. Изображения ВПП, получаемые в инфракрасном и радиолокационном диапазонах, формируются независимо друг от друга и используются раздельно, что не позволяет обеспечить требуемую точность определения координат местоположения самолета относительно ВПП, особенно на этапе выравнивания. Использование функционально независимых каналов требует высокоточного решения вопроса пространственной юстировки их оптических осей, что необходимо для обеспечения необходимой точности вычисления координат маркеров и пространственного положения самолета. Чем выше требования к точности вычисления координат и шире необходимые условия работы системы, тем технически сложнее обеспечение соответствующей юстировки оптических осей приемных систем в различных диапазонах, что, в конечном счете, приводит к усложнению и существенному удорожанию систем. The reasons that impede the achievement of the required technical result when using the prototype are as follows. The functionally described system is intended for manual landing of aircraft by a pilot. Structurally, it consists of technically complex, functionally independent devices, which complicates and increases the cost of the system as a whole. Images of the runway obtained in the infrared and radar ranges are formed independently of each other and are used separately, which does not allow to provide the required accuracy of determining the coordinates of the location of the aircraft relative to the runway, especially at the leveling stage. The use of functionally independent channels requires a highly accurate solution to the spatial alignment of their optical axes, which is necessary to ensure the necessary accuracy in calculating the coordinates of the markers and the spatial position of the aircraft. The higher the requirements for the accuracy of calculating coordinates and the wider the necessary operating conditions of the system, the more difficult it is to ensure the proper alignment of the optical axes of the receiving systems in different ranges, which ultimately leads to a complication and a significant increase in the cost of systems.
Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является упрощение конструкции бортового оборудования, что в сочетании с использованием простого, легкодоступного, транспортабельного наземного оборудования (световых маркеров) позволяет создать новую относительно простую и дешевую систему автоматической посадки самолетов. The technical problem to which the invention is directed is to simplify the design of airborne equipment, which, combined with the use of simple, easily accessible, transportable ground equipment (light markers), allows you to create a new relatively simple and cheap system for automatic landing of aircraft.
Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, выражается в повышении точности определения координат местоположения самолета относительно ВПП и непрерывном информационном обеспечении бортовой системы автоматического управления самолетом на всех этапах посадки. The technical result that can be obtained by carrying out the invention is expressed in increasing the accuracy of determining the coordinates of the location of the aircraft relative to the runway and continuous information support of the on-board automatic control system for the aircraft at all stages of landing.
Сущность изобретения заключается в следующем. The invention consists in the following.
Указанный технический результат достигается тем, что известная система посадки самолетов, состоящая из бортового оборудования, содержащего приемник световых сигналов, приемник тепловых сигналов, выход которого подключен к вычислителю координат самолета, оптическую систему с устройством сканирования, устройство охлаждения приемника тепловых сигналов, РЛС миллиметрового диапазона, содержащую передатчик, приемник радиолокационных сигналов и антенно-фидерное устройство с облучателем приемопередающей антенны РЛС, снабжена наземным оборудованием, содержащим основные и дополнительные точечные маркеры, выполненные в виде ламп накаливания и установленные на заданном расстоянии друг от друга по обе стороны от оси ВПП, причем основные маркеры снабжены уголковыми отражателями и установлены вдоль кромок ВПП, а дополнительные параллельно основным, а бортовое оборудование снабжено координатором, задатчиками угла глиссады и величин расстояний между маркерами, связанными с вычислителем координат самолета, соединенным одним выходом с передатчиком РЛС, а другим выходом с входом системы автоматического управления самолетом, при этом координатор выполнен в виде индикаторного гироскопа с внешними статорными катушками и внутренним кардановым подвесом с прокачивающейся рамкой, на которой смонтированы оптическая система с устройством сканирования, антенно-фидерное устройство и устройство охлаждения, при этом приемники световых и тепловых сигналов и облучатель приемопередающей антенны РЛС установлены в фокальной плоскости оптической системы с устройством сканирования, выходы приемников световых и радиолокационных сигналов соединены с вычислителем координат самолета. The specified technical result is achieved by the fact that the known aircraft landing system, consisting of on-board equipment containing a light signal receiver, a thermal signal receiver, the output of which is connected to an airplane coordinate calculator, an optical system with a scanning device, a cooling device for thermal signal receiver, a millimeter-wave radar, containing a transmitter, a receiver of radar signals and an antenna-feeder device with an irradiator of a transceiver radar antenna, is equipped with a ground equipment containing basic and additional point markers made in the form of incandescent lamps and installed at a predetermined distance from each other on both sides of the runway axis, the main markers being equipped with angular reflectors and installed along the edges of the runway, and the additional ones are parallel to the main ones, and the on-board equipment is equipped coordinator, adjusters of the glide path angle and the distance between the markers associated with the aircraft coordinate calculator connected to one output with the radar transmitter and the other output to the input ohm of the automatic aircraft control system, the coordinator being made in the form of an indicator gyro with external stator coils and an internal cardan suspension with a pumping frame, on which an optical system with a scanning device, an antenna-feeder device and a cooling device are mounted, while light and heat signal receivers and the radar transceiver antenna radar installed in the focal plane of the optical system with a scanning device, the outputs of the receivers of light and radar lation signals are connected to an airplane coordinate calculator.
Точечные маркеры подключены к промышленной электросети или к автономному источнику электроэнергии. Point markers are connected to an industrial power grid or to an autonomous source of electricity.
Чувствительные элементы приемников световых и тепловых сигналов размещены в фокальной плоскости оптической системы при помощи линеек, ориентированных радиально ее оптической оси. Sensitive elements of the receivers of light and thermal signals are placed in the focal plane of the optical system using rulers oriented radially to its optical axis.
Оптическая система с устройством сканирования содержит установленные соосно сферический обтекатель, выполненный из прозрачного для световых, тепловых и радиоволн миллиметрового диапазона материала, главное параболическое зеркало, закрепленное на прокачивающейся рамке карданового подвеса индикаторного гироскопа, плоскопараллельный спектроделитель, жестко связанный с ним контротражатель, выполненный в виде сферического зеркала, зеркальный уголок, состоящий из двух плоских зеркальных пластин, установленных симметрично оптической оси взаимно перпендикулярно друг к другу, коррегирующую линзу, при этом сферический обтекатель закреплен на переднем срезе корпуса координатора таким образом, что центр его поверхностей совпадает с центром прокачки индикаторного гироскопа, коррегирующая линза установлена во фланце входного отверстия обоймы приемников световых и тепловых сигналов, а обойма жестко связана с главным параболическим зеркалом при помощи металлических спиц. An optical system with a scanning device contains a coaxially mounted spherical radome made of a millimeter-range transparent material for light, heat and radio waves, a main parabolic mirror mounted on a pumping frame of a gimbal of an indicator gyroscope, a plane-parallel spectro-splitter, and a counter-reflector rigidly connected to it made in the form of a spherical mirrors, mirror corner, consisting of two flat mirror plates mounted symmetrically to the optical si, mutually perpendicular to each other, correcting the lens, while the spherical fairing is fixed to the front slice of the coordinator's body in such a way that the center of its surfaces coincides with the center of pumping of the indicator gyroscope, the corrective lens is installed in the inlet flange of the holder of the light and heat signal receivers, and the holder rigidly connected to the main parabolic mirror with the help of metal knitting needles.
Устройство сканирования выполнено по схеме синхронного двигателя в виде вращающегося цилиндрического корпуса, на внешней поверхности которого закреплены взаимодействующие с вращающимся магнитным полем индикаторного гироскопа постоянные магниты, при этом цилиндрический корпус одним своим срезом сочленен с обоймой приемников световых и тепловых сигналов при помощи насыпного подшипника, который установлен на фланце входного отверстия обоймы, к внутренней поверхности цилиндрического корпуса прикреплены с возможностью юстировки концы пластин зеркального уголка, раскрыв которого обращен в сторону главного параболического зеркала, а вершина угла расположена перед коррегирующей линзой, к второму срезу цилиндрического корпуса прикреплен плоскопараллельный спектроделитель, периферийная зона которого имеет зеркальное покрытие и обращена в сторону главного параболического зеркала, а центральная зона выполнена в виде частопериодической металлической решетки, причем плоскость спектроделителя наклонена под углом, равным 1o30" к оптической оси оптической системы, соосно оптической оси в спектроделителе закреплен контротражатель, сферическая поверхность которого обращена в сторону коррегирующей линзы.The scanning device is made according to the synchronous motor scheme in the form of a rotating cylindrical housing, on the external surface of which permanent magnets interacting with the rotating magnetic field of the indicator gyroscope are fixed, while the cylindrical housing is joined with one clip of the receivers of light and heat signals using a bulk bearing, which is installed on the flange of the inlet of the holder, to the inner surface of the cylindrical body are attached with the possibility of alignment of plates of a mirror corner, the opening of which is directed towards the main parabolic mirror, and the vertex of the angle is located in front of the corrective lens, a plane-parallel spectro-splitter is attached to the second cut of the cylindrical body, the peripheral zone of which has a mirror coating and faces the main parabolic mirror, and the central zone is made in the form of a periodic periodic metal lattice, the plane of the spectrum splitter inclined at an angle equal to 1 o 30 "to the optical axis of the optical system, coaxial On the optical axis, a counter-reflector is fixed in the spectrometer, the spherical surface of which is directed towards the corrective lens.
Антенно-фидерное устройство РЛС миллиметрового диапазона включает в свой состав установленные соосно сферический обтекатель, главное параболическое зеркало рефлектор приемопередающей антенны, контротражатель, выполненный в виде периферийной зоны плоскопараллельного госпектроделителя, при этом облучатель приемопередающей антенны РЛС, выполненный в виде подвижного отрезка волновода с рупорным раскрывом, жестко соединен с прокачивающейся рамкой карданового подвеса индикаторного гироскопа и связан посредством неконтактного сочленения, центр которого совпадает с осью прокачки карданового подвеса, с отрезком неподвижного волновода, который жестко соединен с корпусом координатора и связан с передатчиком и приемником РЛС. The millimeter-range antenna-feeder device includes a coaxial spherical radome, a main parabolic mirror, a transceiver antenna reflector, a counter-protector made in the form of a peripheral zone of a plane-parallel state beam splitter, and a radar transceiver antenna irradiator made in the form of a movable segment of a waveguide with a horn rigidly connected to the pumped frame of the gimbal of the indicator gyroscope and connected via non-contact articulated a center whose center coincides with the axis of pumping of the gimbal suspension, with a segment of a stationary waveguide, which is rigidly connected to the coordinator's body and connected with the radar transmitter and receiver.
Вычислитель координат самолета содержит последовательно включенные блок приема и выдачи изображений и трехканальный блок аналого-цифровых преобразователей, к выходам которого подключены специализированные вычислительные устройства видео-, тепло- и радиоканалов, выходы которых общей шиной выдачи изображений, управляемой арбитром, соединены с оперативным запоминающим устройством обмена, выход которого подключен к специализированному вычислительному устройству сшивки изображений каналов, к выходу которого подключен цифроаналоговый преобразователь, при этом специализированные вычислительные устройства каналов шиной управления каналами связаны с блоком приема и выдачи изображений, а между собой и специализированным вычислительным устройством сшивки изображений каналов - последовательным каналом связи и управления, специализированное вычислительное устройство сшивки изображений каналов параллельным командным каналом связано с блоком приема и выдачи изображений, а шиной команд оператора с блоком аналого-цифровых преобразователей. The airplane coordinate calculator contains sequentially connected image receiving and issuing unit and a three-channel block of analog-to-digital converters, to the outputs of which specialized video, heat and radio channels are connected, the outputs of which are connected to the random access memory by a shared image output bus controlled by an arbiter the output of which is connected to a specialized computing device for stitching images of channels, to the output of which digital-analogs are connected a converter, wherein the specialized computing devices of the channels are connected by a channel control bus to the image receiving and issuing unit, and between themselves and the specialized computing device for stitching the images of the channels by a serial communication and control channel, the specialized computing device of stitching images of the channels by a parallel command channel is connected to the receiving unit and the issuance of images, and the bus operator commands with a block of analog-to-digital converters.
Устройство охлаждения приемников световых и тепловых сигналов выполнено в виде разомкнутого дроссельного холодильника, содержащего установленную в корпусе координатора емкость для хладоагента с каналами, выполненными в металлических спицах и в осевых деталях карданового подвеса индикаторного гироскопа. The cooling device for the receivers of light and heat signals is made in the form of an open throttle refrigerator containing a container for the refrigerant installed in the coordinator's body with channels made in metal spokes and in the axial parts of the cardan suspension of the indicator gyroscope.
Совмещение в одной фокальной плоскости приемников излучения в различных спектральных диапазонах и совместная цифровая обработка сигналов обуславливают возможность высокоточного определения координат местоположения самолета относительно ВПП, так как при этом полностью решаются вопросы юстировки полей зрения приемников и исключаются ошибки, неизбежно вносимые в приемную информацию независимыми и неточно съюстированными приемниками. Ошибки разъюстировки и угловое разрешение чувствительных элементов приемников и определяют предельную точность восстановления координат местоположения самолета. В аппаратной физически точной юстировке каналов и состоит принципиальное отличие изобретения от прототипа. Непрерывный прием и обработка сигналов в трех диапазонах обусловливает непрерывность информационного обеспечения бортовой системы автоматического управления самолетом и делает заявленную систему посадки инвариантной к метеоусловиям и времени суток. По сравнению с прототипом бортовое оборудование системы значительно проще, компактнее и дешевле. The combination in one focal plane of radiation receivers in different spectral ranges and the combined digital signal processing make it possible to accurately determine the coordinates of the aircraft’s location relative to the runway, since this completely resolves the alignment of the field of view of the receivers and eliminates errors that are inevitably introduced into the receiving information by independent and inaccurately aligned receivers. The misalignment errors and the angular resolution of the sensitive elements of the receivers determine the extreme accuracy of reconstructing the coordinates of the location of the aircraft. In hardware, physically accurate alignment of channels is the fundamental difference between the invention and the prototype. The continuous reception and processing of signals in three ranges determines the continuity of information support of the on-board automatic control system for the aircraft and makes the claimed landing system invariant to weather conditions and time of day. Compared with the prototype, the on-board equipment of the system is much simpler, more compact and cheaper.
Проведенный анализ уровня техники показал, что аналог, характеризующийся всеми признаками изобретения, отсутствует и оно явным образом из уровня техники не следует. Следовательно, изобретение соответствует условиям патентоспособности "новизна" и "изобретательный уровень". The analysis of the prior art showed that the analogue, characterized by all the features of the invention, is absent and it does not follow explicitly from the prior art. Therefore, the invention meets the conditions of patentability "novelty" and "inventive step".
На фиг. 1 изображен вариант конструкции маркера; на фиг. 2 схема размещения основных и дополнительных маркеров на ВПП; на фиг. 3 - конструктивная схема координатора; на фиг. 4 ход лучей в оптической системе координатора; на фиг. 5 структурная схема вычислителя координат местоположения самолета относительно ВПП; на фиг. 6 структурная схема бортового оборудования; на фиг. 7 подвижная система координат, используемая в системе посадки самолетов. In FIG. 1 shows a design of a marker; in FIG. 2 layout of the main and additional markers on the runway; in FIG. 3 - structural diagram of the coordinator; in FIG. 4 ray path in the optical system of the coordinator; in FIG. 5 is a structural diagram of a calculator of coordinates of the location of the aircraft relative to the runway; in FIG. 6 structural diagram of airborne equipment; in FIG. 7 movable coordinate system used in the aircraft landing system.
Маркер, представленный на фиг. 1, содержит колпак 1, пластины 2, штырь 3. The marker shown in FIG. 1 contains a
Представленная на фиг. 2 схема изображает контуры ВПП, основные маркеры 4, дополнительные маркеры 5. Presented in FIG. Figure 2 shows the contours of the runway, the
Изображенный на фиг. 3 координатор включает в себя:
6 ротор гироскопа, 7 скоростные подшипники, 8 прокачивающуюся рамку карданового подвеса, 9 кардановый повес, 10 блок статорных катушек гироскопа, 11 корпус координатора, 12 кронштейн, 13 обтекатель, 14 - главное зеркало оптической системы, 15 спектроделитель, 16 зеркальный уголок, 17 контротражатель, 18 коррегирующую линзу, 19 приемный модуль, 20 обойму, в которой размещен приемный модуль, 21 спицы, 22 катушки ГОНа сканирования, 23 корпус устройства сканирования, 24 постоянные магниты, 25 насыпной подшипник, 26 облучатель антенны РЛС, 27 неподвижный отрезок волновода, 28 неконтактное волноводное соединение, 29 емкость для хладагента.Depicted in FIG. 3 coordinator includes:
6 gyroscope rotor, 7 high-speed bearings, 8 gimbal suspension frame, 9 cardan gimbal, 10 gyro stator coil unit, 11 coordinator housing, 12 bracket, 13 fairing, 14 - main mirror of the optical system, 15 spectrum splitter, 16 mirror corner, 17 counter-reflector , 18 corrective lens, 19 receiving module, 20 holder, which contains the receiving module, 21 spokes, 22 GON coils for scanning, 23 scanning device housing, 24 permanent magnets, 25 bulk bearing, 26 radar antenna irradiator, 27 fixed wavelength water, 28 non-contact waveguide connection, 29 refrigerant tank.
На схеме фиг. 4 изображены упомянутые выше: 13 обтекатель, 14 главное зеркало оптической системы, 15 спектроделитель, 16 пластина зеркального уголка, 17 контротражатель, 18 коррегирующая линза, 19 приемный модуль, 26 облучатель приемопередающей антенны РЛС. In the diagram of FIG. 4 shows the above: 13 fairing, 14 main mirror of the optical system, 15 spectro splitter, 16 mirror angle plate, 17 counter-reflector, 18 corrective lens, 19 receiving module, 26 irradiator of the radar transceiver antenna.
Представленная на фиг. 5 структурная схема содержит: 30 блок приема и выдачи изображений, 31 блок аналого-цифровых преобразователей с коммутаторами цифровых данных, 32 специализированное вычислительное устройство видеоканала, 33 специализированное вычислительное устройство тепловизионного канала, 34 специализированное вычислительное устройство радиоканала, 35 арбитр шины, 36 оперативное запоминающее устройство обмена, 37 специализированное вычислительное устройство сшивки изображений, 38 цифроаналоговый преобразователь, 39 задатчик угла глиссады, 40 - задатчик величины расстояний между маркерами на ВПП. Presented in FIG. 5 block diagram contains: 30 block for receiving and issuing images, 31 block of analog-to-digital converters with digital data switches, 32 specialized computing device of a video channel, 33 specialized computing device of a thermal imaging channel, 34 specialized computing device of a radio channel, 35 bus arbiter, 36 random access memory exchange, 37 specialized image stitching computing device, 38 digital-to-analog converter, 39 glide path angle adjuster, 40 - led adjuster The reasons for the distance between the markers on the runway.
На фиг. 6 изображены:
4 основные маркеры, 5 дополнительные маркеры, 39 задатчик угла глиссады, 40 задатчик величин расстояний между маркерами на ВПП, 41 - координатор, 42 вычислитель координат местоположения самолета относительно ВПП, D наклонная дальность от точки подвеса координатора до выбранного маркера в подвижной системе координат, H высота полета самолета в подвижной системе координат, L дальность до ВПП от проекции положения самолета на плоскость OXY подвижной системы координат до выбранного маркера, А азимут ВПП, 43 передатчик РЛС с блоком питания, 44 диаграмма направленности координатора, 45 зона ВПП, попадающая в поле зрения оптической системы координатора.In FIG. 6 are shown:
4 main markers, 5 additional markers, 39 glide path angle adjuster, 40 runway distance marker between runway markers, 41 - coordinator, 42 calculator of airplane location coordinates relative to the runway, D inclined distance from the coordinator's suspension point to the selected marker in the moving coordinate system, H airplane flight height in the moving coordinate system, L distance to the runway from the projection of the plane’s position on the OXY plane of the moving coordinate system to the selected marker, and the runway azimuth, 43 radar transmitter with power supply, 44 diagram coordinator orientation, 45 runway zone falling into the field of view of the coordinator optical system.
Система автоматической посадки состоит из наземного и бортового оборудований. Наземное оборудование содержит точечные маркеры, подключенные к электросети или автономному источнику питания. Точечный маркер (фиг. 1) представляет собой мощную лампу накаливания, закрытую прозрачным для световых и тепловых лучей защитным колпаком 1. На корпусе основного маркера ортогонально закреплены пластины 2, выполненные из электропроводящего материала, образующие уголковый отражатель. При помощи штыря 3 маркер закрепляется в грунте. Дополнительные маркеры уголковыми отражателями не снабжаются. The automatic landing system consists of ground and airborne equipment. Ground equipment contains point markers connected to the mains or an autonomous power source. The point marker (Fig. 1) is a powerful incandescent lamp, closed by a
ВПП или временная ровная площадка, пригодная для взлета и посадки легких самолетов, оборудуется маркерами следующим образом (фиг. 2). Вдоль боковых кромок ВПП по обе стороны от ее оси устанавливаются основные маркеры 4, снабженные уголковыми отражателями. Количество основных маркеров определяется размерами ВПП (ее длиной) и условием обеспечения надежности системы посадки. Для определения координат местоположения самолета относительно ВПП достаточно трех маркеров, два из которых установлены на одной кромке ВПП, а третий на противоположной. Однако для обеспечения надежности работы системы необходимо устанавливать большее количество маркеров. Например, при длине ВПП 800 м достаточно установить 8-10 основных маркеров на каждой боковой кромке. Расстояния между маркерами могут быть одинаковыми или произвольными, но они должны быть точно измерены и введены перед полетом в вычислитель бортового оборудования. Дополнительные маркеры 5 устанавливают в равном количестве основным маркерам с внешней стороны по отношению к ВПП, на линиях, перпендикулярных оси ВПП, на которых расположены основные маркеры. Величины расстояний между дополнительными и основными маркерами также вводятся в вычислительное устройство бортового оборудования. Каждому маркеру при этом присваивается свой номер. Расстояния между соседними основными и дополнительными маркерами определяются условием уверенного их разрешения бортовым приемным устройством при движении самолета на этапе выравнивания. Мощность излучения дополнительных маркеров равна 0,2-0,5 мощности излучения основных маркеров. A runway or temporary flat area suitable for take-off and landing of light aircraft is equipped with markers as follows (Fig. 2). Along the lateral edges of the runway, on both sides of its axis, the
Бортовое оборудование (фиг. 6) содержит координатор 41, связанный с ним вычислитель координат местоположений самолета относительно ВПП 42, к которому подключены задатчик угла глиссады 39 и задатчик величин расстояний между маркерами 40, выходы вычислителя 42 подключены к передатчику РЛС 43 и системе автоматического управления самолетом. The on-board equipment (Fig. 6) contains a
Координатор (фиг. 3) выполнен по схеме индикаторного гироскопа с внутренним кардановым подвесом и внешними статорными катушками вращения и управления, которые подключены к вычислительному устройству. Конструктивно координатор состоит из размещенных в цилиндрическом корпусе следующих функциональных узлов: ротора гироскопа, блока катушек гироскопа, карданового подвеса, оптической системы с устройством сканирования, оптического приемного модуля, антенно-фидерного устройства РЛС и системы охлаждения. The coordinator (Fig. 3) is made according to the scheme of an indicator gyro with an internal cardan suspension and external stator coils of rotation and control, which are connected to a computing device. Structurally, the coordinator consists of the following functional units located in a cylindrical housing: a gyroscope rotor, a gyroscope coil unit, a gimbal, an optical system with a scanning device, an optical receiving module, an antenna-feeder radar device and a cooling system.
Ротор 6 гироскопа выполнен в виде секционного магнита, расположенного в обойме, соединенной кольцом скоростных подшипников 7, установленных на прокачивающейся рамке 8 карданового подвеса 9. Блок статорных катушек 10 расположен в цилиндрическом корпусе 11 координатора и включает в свой состав катушки вращения, катушки коррекции, катушки генерации скоростных напряжений (ГОН) гироскопа и катушки пеленга (не показаны). Карданов подвес 9 крепится к корпусу 11 координатора с помощью кронштейна 12 и выполнен по классической схеме с двумя рамками и подшипниками на осях прокачки. Прокачивающиеся узлы координатора размещены на внешней рамке карданового подвеса. Узел подвеса 9 обеспечивает прокачку по двум осям на угол +/- 30o.The
Оптическая система (фиг. 3,4) является зеркально-линзовой и включает в себя установленные на общей оптической оси обтекатель 13, главное зеркало 14, спектроделитель 15, зеркальный уголок 16, контротражатель 17 и коррегирующую линзу 18. Обтекатель 13 является сферическим и закреплен в корпусе 11 координатора так, что центр его поверхностей совпадает с центром прокачки гироскопа. Обтекатель 13 выполнен из прозрачного для световых, тепловых и миллиметровых волн материала, например флюорита. Его толщина выбрана как резонансная для СВЧ-излучения. Главное зеркало 14 оптической системы установлено на прокачивающейся рамке 8 карданного подвеса 9, выполненного цельнометаллическим, и по форме является параболическим рефлектором. Плоскопараллельный спектроделитель 15, плоскость которого наклонена под углом 1 град. 30 с к оптической оси, состоит из двух зон: периферийной и центральной. Поверхность периферийной зоны, обращенная к главному зеркалу 14, выполнена зеркальной для СВЧ-излучения. Центральная зона, прозрачная для оптических диапазонов, выполнена в виде частопериодической металлической решетки, проводники которой взаимоперпендикулярны. Шаг решетки 400 мкм, при ширине 40 мкм и толщине 3-5 мкм. Таким образом, спектроделитель 15 обеспечивает пропускание излучения в оптических диапазонах, отражение СВЧ-диапазона, а также коническое сканирование диаграммы направленности антенны РЛС. Зеркальный уголок 16 обеспечивает вращение изображения в оптических диапазонах и состоит из двух плоских зеркальных пластин, установленных с возможностью юстировки симметрично оптической оси под углом 90 град. +/- 30 с друг к другу. Контротражатель 17 является зеркалом и установлен соосно с оптической осью. С ним жестко связан спектроделитель 15. Коррегирующая линза 18 установлена в окне обоймы 20 оптического приемного модуля 19 и предназначена для компенсации внеосевых аберраций. Угол зрения описанной оптической системы координатора составляет 2o. Ход лучей в оптической системе показан на фиг. 4. СВЧ-излучение проходит через обтекатель 13, попадает на главное зеркало 14 оптической системы и, отразившись от него, попадает на зеркальную поверхность периферийной зоны спектроделителя 15. Отразившись от этой поверхности, СВЧ-излучение попадает в раскрыв облучателя 26 антенны РЛС. Световые и тепловые лучи проходят через обтекатель 13, отражаются главным зеркалом 14, проходят сквозь центральную зону спектроделителя 15, последовательно отражаются пластинами 16 зеркального уголка и контротражателем 17 и, пройдя через коррегирующую линзу 18, попадают на чувствительные элементы оптического модуля 19.The optical system (Fig. 3,4) is a mirror-lens and includes a fairing 13 mounted on a common optical axis, a
Оптический приемный модель 19 является двухспектральным фотоприемным устройством (ФПУ), содержащим чувствительные элементы и усилитель сигналов. Чувствительные элементы ФПУ расположены в фокальной плоскости оптической системы в виде двух линеек, ориентированных радиально относительно оптической оси. Диапазоны спектральной чувствительности линеек, соответственно, 0,1-1,1 мкм одной и 3,5-5,5 мкм другой. Каждая линейка содержит по 8 элементов размером 50х50 мкм. Оптический приемный модуль размещен в обойме 20, жестко соединенной с главным зеркалом 14 оптической системы при помощи спиц 21. В спицах выполнены каналы для подвода к приемникам оптических диапазонов хладогента и размещения электрических проводников (не показаны). Электрические проводники (выходы ФПУ), образуя петлю вокруг центра прокачки, выводятся из координатора и подключены к вычислителю. The
Устройство сканирования (фиг. 3) выполнено в виде синхронного двигателя и содержит закрепленные на обойме 20 оптического приемного модуля обмотки ГОНа сканирования 22, вращающийся цилиндрический корпус 23, на внешней поверхности которого закреплены постоянные магниты 24, к внутренней поверхности с помощью винтов прикреплены концы пластин зеркального уголка 16, а к торцу жестко прикреплен спектроделитель 15. Вращающееся сочленение выполнено на базе насыпного подшипника 25, установленного на фланце входного отверстия обоймы 20 оптического приемного модуля. При вращении ротора 6 гироскопа создается вращающееся магнитное поле, которое увлекает за собой магнит 24 и связанный с ним цилиндрический корпус 23. Вращением зеркального уголка 16 и спектроделителя 15 с контротражателем 17 обеспечивается соответственно сканирование изображений в оптических диапазонах и коническое сканирование диаграммы направленности антенны РЛС. Обмотки ГОНа сканирования обеспечивают измерения фазовых рассогласований вращений ротора гироскопа и устройства сканирования. The scanning device (Fig. 3) is made in the form of a synchronous motor and contains a rotating
Антенно-фидерное устройство РЛС миллиметрового диапазона (фиг. 3) содержит обтекатель 13, рефлектор (главное зеркало) 14, контротражатель, функции которого выполняет обращенная к рефлектору периферийная зона спектроделителя 15, прокачивающийся отрезок волновода облучатель РЛС 26 и неподвижный отрезок волновода 27. Облучатель 26 имеет рупор-раскрыв, жестко связан с прокачивающейся рамкой 8 карданового подвеса 9, и связан с неподвижным отрезком волновода 27 посредством неконтактного волнового соединения 28, находящегося на оси прокачки. Неподвижный отрезок волновода 27 связан с приемопередатчиком РЛС, а выходы приемника РЛС подключены к вычислителю (не показаны). The millimeter-range antenna-feeder radar device (Fig. 3) contains a
Устройство охлаждения состоит из емкости 29, размещенной в корпусе 11 координатора, и каналов с вращающимися сочленениями, выполненных в осях карданового подвеса 9 и спицах 21 (не показаны). В качестве хладогента может быть использован азот или аргон высокого давления. Система работает по принципу разомкнутого дроссельного холодильника и обеспечивает охлаждение фоточувствительных слоев ФПУ 19 и скоростных подшипников 7 до температуры порядка 60 К, что необходимо для нормальной работы координатора. The cooling device consists of a
Вычислитель координат местоположения самолета относительно ВПП (фиг. 5) представляет собой многоуровневую многопроцессорную поточно-конвейерную систему с проблемно-ориентированными цифровыми процессорами обработки сигналов и специализированными модулями (кристаллами) цифровой обработки изображений. Он содержит последовательно включенные блок приема и выдачи изображений (БПВИ) 30 в видео- (ВК), тепло- (ТК) и радио- (РК) каналах и блок аналого-цифровых преобразователей (БАЦП) 31 с коммутаторами цифровых данных по трем каналам, выходы которых шинами выдачи изображены (ШВИ-ВК), (ШВИ-ТК) и (ШВИ-РК) подключены соответственно к канальным специализированным вычислительным устройствам (СВУ-ВК) 32, (СВУ-ТК) 33 и (СВУ-РК) 34. Общей шиной выдачи изображений (ШВЫИ), управляемой арбитром шины (АШ) 35, канальные СВУ соединены с оперативным запоминающим устройством обмена (ОЗУО) 36, выход которого подключен к специализированному вычислительному устройству сшивки изображений каналов (СВУ-СК) 37. Один его выход шиной команд оператора (КО) связан с входом БАЦП 31, а второй выход с цифровоаналоговым преобразователем (ЦАП) 38, выход которого подключен к системе автоматического управления самолетом. К БАЦП 31 также подключены задатчик угла глиссады (ЗУГ) 39 и задатчик величин расстояний между маркерами на ВПП (ЭРМ) 40. БАЦП 31 также связан с блоком питания передатчика РЛС (не показано), со статорными катушками гироскопа и обмотками ГОНа сканирования. Вышеназванные СВУ связаны между собой и с СВУ-СК 37 последовательным каналом связи и управления (ПКСУ), СВУ-СК 37 и БПВИ 30 параллельным командным каналом (ПКК). ЗУГ 39 и ЗРМ 40 используются для ввода данных в вычислитель летчиком вручную во время полета. Это предусмотрено на случай экстренной (аварийной) посадки самолета на другую ВПП. При этом расстояния между маркерами сообщаются летчику по радио. The calculator of the coordinates of the aircraft’s location relative to the runway (Fig. 5) is a multi-level multiprocessor flow-conveyor system with problem-oriented digital signal processing processors and specialized digital image processing modules (crystals). It contains sequentially connected block receiving and issuing images (BPVI) 30 in the video (VK), heat (TK) and radio (RK) channels and a block of analog-to-digital converters (BACP) 31 with digital data switches on three channels, the outputs of which the output buses show (ШВИ-VK), (ШВИ-ТК) and (ШВИ-РК) are connected respectively to channel specialized computing devices (SVU-VK) 32, (SVU-TK) 33 and (SVU-RK) 34. The common bus issuing images (SEWS), controlled by the arbiter of the bus (ASH) 35, channel VCA connected to random access memory about barter (RAM) 36, the output of which is connected to a specialized computing device for stitching images of channels (SVU-SK) 37. One of its outputs is connected via the operator command (KO) bus to the BACP input 31, and the second output to a digital-to-analog converter (DAC) 38, the output which is connected to the automatic control system of the aircraft. The BACP 31 is also connected to the glide path angle adjuster (ZUG) 39 and the distance between the markers on the runway (ERM) 40. The BACP 31 is also connected to the radar transmitter power supply (not shown), to the stator coils of the gyroscope and to the scan winding windings. The aforementioned IEDs are connected with each other and with IED-SK 37 through a serial communication and control channel (PKSU), IED-SK 37 and BPVI 30 through a parallel command channel (PAC).
Описанная система посадки самолетов работает следующим образом. При включенном питании каждый маркер 4, 5 (фиг. 2) всенаправленно излучает в пространство над землей световую и тепловую энергию. В процессе поиска ВПП (фиг. 6) на дальностях до нее 5-7 км работает передатчик бортовой РЛС миллиметрового диапазона и осуществляется программное сканирование осью оптической системы координатора путем прокачки внешней рамки 8 карданового подвеса 9 гироскопа на угол +/- 30o. При попадании в оптическую систему излучения от основных маркеров 4 (светового, теплового, отраженного уголковыми отражателями радиолокационного сигнала) координатор 41 по команде вычислителя переводится в режим слежения за системой маркеров 4, обозначающих контуры ВПП. Принимаемые сигналы оптическая система фокусирует на чувствительных элементах световых, тепловых и радиолокационных сигналов (фиг. 4), а устройство сканирования осуществляет развертку изображений в фокальной плоскости оптической системы. ФПУ 19 (фиг. 3) осуществляет поэлементное разложение входного изображения в двух спектральных диапазонах и преобразует оптические сигналы в электрические видеосигналы, которые наряду с видеосигналами с выхода приемника РЛС подаются в БПВИ (фиг. 5) вычислителя. На данном этапе полета изображения дополнительных маркеров 5 (фиг. 2, 6) отсутствуют из-за недостаточности мощности их излучения и отсутствия у них уголковых отражателей. Кроме того, на больших расстояниях излучения от основных и дополнительных маркеров не разрешаются чувствительным элементом и суммируются при приеме.The described aircraft landing system works as follows. When the power is on, each
Видеосигналы, несущие информацию об изображениях маркеров в трех спектральных диапазонах, по видеоканалу (ВК), теплоканалу (ТК) и радиоканалу (РК) подаются в БАЦП 31, где преобразуются в цифровую форму. Цифровые данные об изображениях с помощью коммутаторов распределяются по шинам выдачи цифровых изображений (ШВИ-ВК, ШВИ-ТК и ШВИ-РК соответственно). По сигналам управления на ШУК информация передается в канальные СВУ-ВК 32, СВУ-ТК 33 и СВУ-РК 34. Канальные СВУ обеспечивают обработку изображений на уровнях: цифрового процессора первичной обработки (ЦППО), цифрового процессора вторичной обработки (ЦПВО), специализированного процессора "мгновенной" обработки данных в структуре ЦППО и ЦПВО. На выходе канальных СВУ формируются результирующие данные (изображения совокупности маркеров, обозначающих контуры ВПП), которые по шине ШВЫМ подаются в ОЗУО 36, где объединяются и накапливаются. Эта информация поступает в СВУ-СК 37, где подвергается высокоуровневой обработке. При этом осуществляется совмещение изображений всех трех каналов (путем определения их взаимных аффинных рассогласований). На совмещенном изображении фиксируются три отметки от наиболее разнесенных маркеров (две из которых выбираются лежащими на одной кромке ВПП, а третья напротив одной из первых) и по их взаимному угловому расположению и введенным в вычислитель данным о расстояниях на земле между маркерами в СВУ-СК 37 вычисляются координаты местоположения самолета: дальность до ВПП, высота полета над плоскость 4 ВПП, азимут относительно оси ВПП, боковое и продольное отклонение (дальность по земле до передней кромки ВПП). Video signals that carry information about marker images in three spectral ranges are fed through a video channel (VK), a heat channel (TK), and a radio channel (RK) to the BACP 31, where they are converted to digital form. Digital image data using the switches is distributed on the lines for issuing digital images (Shvi-VK, Shvi-TK and Shvi-RK, respectively). According to the control signals to the SHUK, the information is transmitted to the channel SVU-VK 32, SVU-
В предлагаемой системе посадки используется подвижная система координат (фиг. 6), центр которой совмещается с одним из маркеров, ось OY направлена вдоль оси ВПП от наблюдателя через последующие маркеры, оси ОХ направлена параллельно передней кромке ВПП, ось OZ направлена вверх. Оптическая ось 44 координатора 41 направляется в точку начала координат. The proposed landing system uses a moving coordinate system (Fig. 6), the center of which is aligned with one of the markers, the OY axis is directed along the runway axis from the observer through subsequent markers, the OX axis is parallel to the front edge of the runway, the OZ axis is directed up. The optical axis 44 of the
Координаты самолета дальность D, высота H, азимут относительно оси ВПП А, боковое отклонение относительно оси ВПП Х и продольное отклонение (дальность по земле до места расположения используемых маркеров) Y определяются по следующему алгоритму. The coordinates of the aircraft range D, height H, azimuth relative to the axis of runway A, lateral deviation relative to the axis of runway X and longitudinal deviation (distance along the ground to the location of the used markers) Y are determined by the following algorithm.
1. Определяют направляющие косинусы nx, ny, nz положения оптической оси каждого из приемников и наклонную дальность до фиксируемых маркеров из системы уравнений:
k1 ((D + r2•ny)/D2•(1-nx2/(1+ny2;
k2 (nx2•ny2)/((1-nx2)•(1- ny2));
ny k3•D
nx2+ny2+nz2 1;
где k1, k2, k3 коэффициенты, определяемые через отношения длин векторов отметок от трех выбранных (наиболее разнесенных по оси ВПП видимых) маркеров 
где r1, r2, r3 соответствующие расстояния между маркерами на земле.1. Determine the direction cosines nx, ny, nz of the position of the optical axis of each of the receivers and the slant range to the fixed markers from the system of equations:
k 1 ((D + r 2 • ny) / D 2 • (1-nx 2 / (1 + ny 2 ;
k 2 (nx 2 • ny 2 ) / ((1-nx 2 ) • (1-ny 2 ));
ny k 3 • D
nx 2 + ny 2 +
where k 1 , k 2 , k 3 are the coefficients determined through the ratio of the lengths of the vectors of the marks from the three selected (most spaced along the axis of the runway visible) markers
where r 1 , r 2 , r 3 the corresponding distances between the markers on the ground.
2. Определяют азимут ВПП:
А -arctan(nx/ny)/
3. Определяют боковые смещения X, Y и высоту H относительно плоскости расположения ВПП:
X D•nx;
Y -D•ny;
H -D•nz.2. Determine the azimuth of the runway:
A -arctan (nx / ny) /
3. Determine the lateral displacements X, Y and the height H relative to the plane of the runway:
XD • nx;
Y -D • ny;
H -D • nz.
С выхода СВУ-СК 37 сигналы, пропорциональные вычисленным координатам местоположения самолета относительно ВПП, подаются в ЦАП 38, где преобразуются из цифровой формы в аналоговую, если нужно, и вводятся затем в систему автоматического управления самолетом. В зависимости от ракурса подхода самолета к оси ВПП осуществляется предпосадочный маневр и самолет выходит в исходную точку для захода на посадку: дальность до ВПП 3000-5000 м, высота 300-500 м. При полете по глиссаде вплоть до приземления определение координат самолета осуществляется по такому же алгоритм непрерывно, при этом используются данные о значении угла глиссады, который для данной ВПП определяется заранее и вводится в вычислитель предварительно, а в случае посадки на другую ВПП вручную летчиком. На этапе выравнивания в соответствии с программой по команде вычислителя передатчик РЛС отключается, а координатор переводится в режим слежения за основными и дополнительными маркерами по одной из кромок ВПП. Это обусловлено тем, что при угле зрения оптической системы координатора 2o на высотах полета 6-10 м вся ширина ВПП, равная 20-30 м, не перекрывается полем зрения оптической системы координатора (фиг. 6).From the output of the SVU-SK 37 signals, proportional to the calculated coordinates of the aircraft’s location relative to the runway, are fed to the DAC 38, where they are converted from digital to analog, if necessary, and then introduced into the automatic control system of the aircraft. Depending on the angle of approach of the aircraft to the runway axis, a pre-landing maneuver is performed and the aircraft leaves at the starting point for landing approach: the range to the runway is 3000-5000 m, altitude 300-500 m. When flying along a glide path until landing, the aircraft coordinates are determined according to this the algorithm is continuous, using data on the value of the glide path angle, which for this runway is determined in advance and entered into the calculator previously, and in the case of landing on another runway manually by the pilot. At the leveling stage, in accordance with the program, at the command of the calculator, the radar transmitter is turned off, and the coordinator is put into tracking mode for the main and additional markers along one of the runway edges. This is due to the fact that when the angle of view of the optical system of the coordinator is 2 o at altitudes of 6-10 m, the entire width of the runway, equal to 20-30 m, is not blocked by the field of view of the optical system of the coordinator (Fig. 6).
Экспериментальные исследования на физической модели координатора и машинное моделирование на математической модели показывают, что точность вычисления координат местоположения самолета относительно ВПП в предлагаемой системе посадки быстро возрастает с уменьшением дальности до точки приземления. В частности, на дальности обнаружения ВПП 3000 м, на которой требуемая точность определения азимута ВПП составляет 1-2o, среднеквадратическое отклонение (СКО) ошибки не превысило 0,5o, а на глиссаде при дальности 1000 м и высоте 150-200 м, где требуемая точность определения азимута составляет 0,5o, СКО ошибки его определения не превысило 0,1o. СКО ошибки определения наиболее критичной координаты - высоты составило: при дальности 3000 м и высоте 500 м 10 м, при дальности 1000 м и высоте 50 м 0,8 м, при дальности 500 м и высоте 25 м 0,2 м, что гарантирует требуемую точность определения высоты для автоматического режима посадки и на последнем, самом ответственном этапе посадки выравнивании.Experimental studies on the physical model of the coordinator and machine modeling on the mathematical model show that the accuracy of calculating the coordinates of the aircraft’s location relative to the runway in the proposed landing system rapidly increases with decreasing range to the touchdown point. In particular, at the runway detection range of 3000 m, at which the required accuracy of determining the runway azimuth is 1-2 o , the standard deviation (RMS) of the error did not exceed 0.5 o , and on the glide path with a range of 1000 m and a height of 150-200 m, where the required accuracy of determining the azimuth is 0.5 o , the standard deviation of the error of its determination did not exceed 0.1 o . The standard deviation error of determining the most critical coordinate - height was: at a range of 3000 m and a height of 500 m 10 m, at a range of 1000 m and a height of 50 m 0.8 m, at a range of 500 m and a height of 25 m 0.2 m, which guarantees the required the accuracy of determining the height for the automatic landing mode and at the last, most critical stage of landing alignment.
Как видно из вышеизложенного, предлагаемая система обеспечивает высокую точность определения координат местоположения самолета относительно ВПП, что дает возможность осуществления автоматической посадки самолетов в сложных метеоусловиях в любое время суток и тем самым повысить безопасность полетов. As can be seen from the foregoing, the proposed system provides high accuracy in determining the coordinates of the location of the aircraft relative to the runway, which makes it possible to automatically land aircraft in difficult weather conditions at any time of the day and thereby improve flight safety.
Осуществление изобретения возможно с помощью указанных в данном описании или известных до даты подачи заявки средств и методов. The implementation of the invention is possible using the means specified in this description or known prior to the filing date of the application.
Таким образом, приведенные сведения подтверждают соответствие изобретения условию патентоспособности "промышленная применимость". Thus, the above information confirms the compliance of the invention with the condition of patentability "industrial applicability".
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94042114A RU2086471C1 (en) | 1994-11-24 | 1994-11-24 | Aircraft landing system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94042114A RU2086471C1 (en) | 1994-11-24 | 1994-11-24 | Aircraft landing system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94042114A RU94042114A (en) | 1996-09-27 |
| RU2086471C1 true RU2086471C1 (en) | 1997-08-10 |
Family
ID=20162643
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94042114A RU2086471C1 (en) | 1994-11-24 | 1994-11-24 | Aircraft landing system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2086471C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012158067A2 (en) * | 2011-05-18 | 2012-11-22 | Durov Petr Ivanovich | Vertical take-off and landing craft |
| RU2564934C1 (en) * | 2014-03-11 | 2015-10-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственный центр "Реагент" (ЗАО "НПЦ "Реагент") | Optical system for determination of aircraft coordinates based on monophoton uv-c technology for navigation support for aircraft landing approach |
| RU2606699C1 (en) * | 2015-07-14 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное предприятие "Авиационная и Морская Электроника" | Two-channel optoelectronic system |
| RU2613344C1 (en) * | 2015-09-22 | 2017-03-16 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Antenna device with bigimbal support |
| RU2680213C2 (en) * | 2012-10-04 | 2019-02-18 | Ранвей Инновэйшенс Лимитед | Runway arrangement |
| US10472093B2 (en) | 2014-04-09 | 2019-11-12 | Runway Innovations Limited | Runway arrangement |
| RU2728208C1 (en) * | 2019-12-02 | 2020-07-28 | Константин Иванович Головко | Landing system on runway of aircraft with on-board radar station |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113238574B (en) * | 2021-05-08 | 2022-12-13 | 一飞(海南)科技有限公司 | Cluster performance unmanned aerial vehicle landing detection control method, system, terminal and application |
-
1994
- 1994-11-24 RU RU94042114A patent/RU2086471C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| J. Aviation Week, 6/VIII, 1984, v. 121, N 6, p. 77 - 80. * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012158067A2 (en) * | 2011-05-18 | 2012-11-22 | Durov Petr Ivanovich | Vertical take-off and landing craft |
| WO2012158067A3 (en) * | 2011-05-18 | 2013-01-10 | Durov Petr Ivanovich | Vertical take-off and landing craft |
| RU2680213C2 (en) * | 2012-10-04 | 2019-02-18 | Ранвей Инновэйшенс Лимитед | Runway arrangement |
| RU2564934C1 (en) * | 2014-03-11 | 2015-10-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-производственный центр "Реагент" (ЗАО "НПЦ "Реагент") | Optical system for determination of aircraft coordinates based on monophoton uv-c technology for navigation support for aircraft landing approach |
| US10472093B2 (en) | 2014-04-09 | 2019-11-12 | Runway Innovations Limited | Runway arrangement |
| US11198517B2 (en) | 2014-04-09 | 2021-12-14 | Runway Innovations Limited | Runway arrangement |
| RU2606699C1 (en) * | 2015-07-14 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное предприятие "Авиационная и Морская Электроника" | Two-channel optoelectronic system |
| RU2613344C1 (en) * | 2015-09-22 | 2017-03-16 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Antenna device with bigimbal support |
| RU2728208C1 (en) * | 2019-12-02 | 2020-07-28 | Константин Иванович Головко | Landing system on runway of aircraft with on-board radar station |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94042114A (en) | 1996-09-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Booth et al. | The Swedish-ESO submillimetre telescope (SEST) | |
| EP0275266B1 (en) | Rosette scanning surveillance sensor | |
| US4060809A (en) | Tracking and position determination system | |
| US5104217A (en) | System for determining and controlling the attitude of a moving airborne or spaceborne platform or the like | |
| GB2224613A (en) | Navigation using triangle of light sources | |
| US6670920B1 (en) | System and method for single platform, synthetic aperture geo-location of emitters | |
| AU769332B2 (en) | Mobile system and method for characterizing radiation fields outdoors in an extensive and precise manner | |
| RU2086471C1 (en) | Aircraft landing system | |
| Cofield et al. | Design and field-of-view calibration of 114-660-GHz optics of the Earth observing system microwave limb sounder | |
| US4738531A (en) | Distributed antenna array location apparatus | |
| CN116429375A (en) | Photoelectric axis pointing consistency calibration method | |
| US3525568A (en) | Airborne electro-optical systems and apparatus for indicating true aircraft velocity and altitude | |
| US4498768A (en) | Angle of arrival meter | |
| JPH11345400A (en) | Landing guide system | |
| US5821526A (en) | Star scanning method for determining the line of sight of an electro-optical instrument | |
| Nakajima et al. | A new 60-cm radio survey telescope with the sideband-separating SIS receiver for the 200 GHz band | |
| Linnes et al. | Ground antenna for space communication system | |
| RU2163353C1 (en) | Object brightening system | |
| KR101494159B1 (en) | radio telescope and invariant point calculating method using the same | |
| RU2822088C1 (en) | Transport aircraft flight navigation system | |
| RU2055785C1 (en) | Aircraft landing method | |
| RU2163024C2 (en) | Object lighting system | |
| Villeneuve | Geosynchronous Microwave Atmospheric Sounding Radiometer (MASR) antenna feasibility study. Volume 3: Antenna feasibility | |
| Mueksch | Cockpit display and control of kinematic GPS-strip navigation for the pushbroom spectrograph CASI | |
| RU2263930C1 (en) | Laser-location station |