RU2271039C1 - System for preventing collision of aircraft with ground - Google Patents
System for preventing collision of aircraft with ground Download PDFInfo
- Publication number
- RU2271039C1 RU2271039C1 RU2005109372/11A RU2005109372A RU2271039C1 RU 2271039 C1 RU2271039 C1 RU 2271039C1 RU 2005109372/11 A RU2005109372/11 A RU 2005109372/11A RU 2005109372 A RU2005109372 A RU 2005109372A RU 2271039 C1 RU2271039 C1 RU 2271039C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- block
- vertical
- inputs
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области безопасности полетов, в частности, к системам раннего предупреждения летного экипажа об опасной близости земли и может использоваться на всех типах летательных аппаратов (ЛА) для повышения безопасности полетов.The invention relates to the field of flight safety, in particular, to flight crew early warning systems about the dangerous proximity of the earth and can be used on all types of aircraft (LA) to improve flight safety.
Известны системы предупреждения столкновения ЛА с землей, в которых реализуется определение местоположения ЛА с помощью навигационной системы, вычисление параметров текущего динамического состояния ЛА, оценка его координат с экстраполяцией на заданный временной интервал, вычисление прогнозируемой траектории, сопоставление ее с рельефом местности и предупреждение об опасности путем формирования сигнализации и видеоотображения опасного рельефа [1-3].Known aircraft collision avoidance systems with the ground, which implements determining the location of the aircraft using the navigation system, calculating the parameters of the current dynamic state of the aircraft, estimating its coordinates with extrapolation for a given time interval, calculating the predicted trajectory, comparing it with the terrain and warning of danger by the formation of an alarm and video display of a dangerous terrain [1-3].
Наиболее близкой к заявляемому решению является система предупреждения столкновения (СПС), реализованная по схеме, предложенной в патенте [3], которая является прототипом заявляемой СПС. Данная СПС содержит (см. фиг.2) базу данных рельефа и модуль адаптации к типу самолета, входы которых соответственно подключены к первому и второму выходам блока заполнения и обновления, блок вертикального облета, первый вход которого соединен с выходом базы данных рельефа, а второй, третий и четвертый входы подключены соответственно к выходам упомянутого модуля адаптации к типу самолета, блока информационных датчиков и поста управления, первый выход блока вертикального облета соединен с входом блока предупреждающих сигналов, его второй и третий выходы соединены с входами блока отображения, при этом блок вертикального облета составлен из временной локальной карты, вход которой образует первый вход блока вертикального облета, а выход ее подключен к первому входу вычислителя законов предупреждения столкновения, первому входу вычислителя законов вертикального маневра, и входу формирователя видеоинформации, выход которого образует третий выход блока вертикального облета, второй, третий и четвертый входы вычислителя законов предупреждения столкновения образуют одноименные входы блока вертикального облета, а выход вычислителя законов предупреждения столкновения соединен с входом анализатора положения и вторым входом вычислителя законов вертикального маневра, первый выход анализатора положения образует первый выход блока вертикального облета, а второй выход упомянутого анализатора положения соединен с третьим входом вычислителя законов вертикального маневра. На схеме СПС, приведенной в патенте [3], совмещены элементы устройства и способа. Кроме того, в ряде случаев выполнен перевод, не совпадающий с принятой терминологией. В схеме СПС прототипа (фиг.2) дана принятая заявителем терминология, при этом признаки способа заменены признаками устройств - узлов и блоков по патенту [3] с использованием уточненного перевода по текстам патентов [1, 2].Closest to the claimed solution is a collision avoidance system (ATP), implemented according to the scheme proposed in the patent [3], which is a prototype of the claimed ATP. This ATP contains (see figure 2) a relief database and an adaptation module for the type of aircraft, the inputs of which are respectively connected to the first and second outputs of the fill and update block, a vertical overhead block, the first input of which is connected to the output of the relief database, and the second , the third and fourth inputs are connected respectively to the outputs of the aforementioned module for adapting to the type of aircraft, the information sensors block and the control station, the first output of the vertical flight block is connected to the input of the warning signals block, its second the third outputs are connected to the inputs of the display unit, while the vertical flight block is composed of a temporary local map, the input of which forms the first input of the vertical flight block, and its output is connected to the first input of the collision avoidance law calculator, the first input of the vertical maneuver law calculator, and the input of the shaper video information, the output of which forms the third output of the vertical overhead block, the second, third and fourth inputs of the collision avoidance law calculator form the same name inputs of the vertical overhead unit, and the output of the collision avoidance law calculator is connected to the input of the position analyzer and the second input of the vertical maneuver law calculator, the first output of the position analyzer forms the first output of the vertical overflight block, and the second output of the mentioned position analyzer is connected to the third input of the vertical maneuver law calculator . On the ATP scheme shown in the patent [3], the elements of the device and method are combined. In addition, in some cases a translation was made that did not coincide with the accepted terminology. In the scheme of the ATP of the prototype (Fig. 2), the terminology adopted by the applicant is given, while the features of the method are replaced by the features of the devices - assemblies and units of the patent [3] using an updated translation according to the texts of patents [1, 2].
Недостатком системы-прототипа является то, что при возникновении опасной ситуации предупреждение столкновения производится только путем анализа возможности вертикального маневра, отрицательный результат такого анализа (невозможность предотвращения столкновения путем вертикального маневра) говорит лишь о том, что необходимо выполнить боковой маневр. Однако направление и траектория бокового маневра не определяются и предоставляются на самостоятельное решение пилоту.The disadvantage of the prototype system is that in the event of a dangerous situation a collision is prevented only by analyzing the possibility of a vertical maneuver, a negative result of this analysis (the inability to prevent a collision by a vertical maneuver) only means that it is necessary to perform a lateral maneuver. However, the direction and trajectory of the lateral maneuver are not determined and are provided to the pilot for an independent decision.
Задачей настоящего изобретения является не только выполнение оценки возможности вертикального маневра, но и, при отрицательном результате такой оценки, определение направления разворота путем анализа как левого, так и правого разворота и выбора наиболее предпочтительного из них в данной ситуации.The objective of the present invention is not only to evaluate the possibility of vertical maneuver, but also, with a negative result of such an assessment, to determine the direction of the turn by analyzing both left and right turns and choosing the most preferable one in this situation.
Поставленная задача решается следующим образом.The problem is solved as follows.
В системе предупреждения столкновения летательного аппарата с землей, содержащей базу данных рельефа и модуль адаптации к типу самолета, входы которых соответственно подключены к первому и второму выходам блока заполнения и обновления, блок вертикального облета, первый вход которого соединен с выходом базы данных рельефа, а второй, третий и четвертый входы подключены соответственно к выходам упомянутого модуля адаптации к типу самолета, блока информационных датчиков и поста управления, первый выход блока вертикального облета соединен с входом блока предупреждающих сигналов, его третий выход соединен с входом блока отображения, при этом блок вертикального облета составлен из временной локальной карты, вход которой образует первый вход блока вертикального облета, а выход ее подключен к первому входу вычислителя законов предупреждения столкновения, первому входу вычислителя законов вертикального маневра и входу формирователя видеоинформации, выход которого образует третий выход блока вертикального облета, второй, третий и четвертый входы вычислителя законов предупреждения столкновения образуют одноименные входы блока вертикального облета, а выход вычислителя законов предупреждения столкновения соединен с входом анализатора положения и вторым входом вычислителя законов вертикального маневра, первый выход анализатора положения образует первый выход блока вертикального облета, а второй выход упомянутого анализатора положения соединен с третьим входом вычислителя законов вертикального маневра, выход которого образует второй выход блока вертикального облета, введены локальная карта бокового маневра, ограничитель локальной карты и блок направления разворота, при этом первый вход локальной карты бокового маневра соединен с выходом базы данных рельефа, ее второй вход соединен с дополнительным выходом блока вертикального облета, образованным первым дополнительным выходом вычислителя законов вертикального маневра, второй дополнительный выход которого соединен с первым дополнительным входом формирователя видеоинформации, выход локальной карты бокового маневра соединен с первым входом блока направления разворота и с первым входом ограничителя локальной карты, выход которой соединен с дополнительным входом блока вертикального облета, соединенного с вторым дополнительным входом формирователя видеоинформации, второй вход блока направления разворота соединен с вторым выходом блока вертикального облета, а выход блока направления разворота соединен с дополнительным входом блока предупреждающих сигналов и вторым входом ограничителя локальной карты, при этом блок направления разворота составлен из анализатора условий облета, вход которого образует второй вход блока направления разворота, а выход соединен с первыми входами вычислителя левого движения и вычислителя правого движения, вторые входы которых соединены с первым входом блока направления разворота, а выходы упомянутых вычислителей левого и правого движения соединены с первыми входами соответствующих компараторов левого и правого движения, вторые входы которых соединены с соответствующими первым и вторым выходами базы параметров критериев, вход которой соединен с дополнительным информационным входом блока направления разворота, выходы компаратора левого движения и компаратора правого движения соответственно подключены к входам узла весовой оценки траекторий левого движения и узла весовой оценки траекторий правого движения, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами анализатора направления разворота, третий вход которого соединен с третьим выходом базы параметров критериев, а выход которого образует выход блока направления разворота.In the system for preventing a collision between an aircraft and the ground, containing a terrain database and an adaptation module for the type of aircraft, the inputs of which are respectively connected to the first and second outputs of the fill and update block, a vertical flight block, the first input of which is connected to the output of the relief database, and the second , the third and fourth inputs are connected respectively to the outputs of the said module for adapting to the type of aircraft, the block of information sensors and the control post, the first output of the block of vertical flight with the input of the warning signal unit, its third output is connected to the input of the display unit, while the vertical overhead block is composed of a temporary local map, the input of which forms the first input of the vertical overhead block, and its output is connected to the first input of the collision warning law calculator, the first input of the calculator laws of vertical maneuver and the input of the video driver, the output of which forms the third output of the vertical flight block, the second, third and fourth inputs of the computer of laws of warning Collision avoidances form the inputs of the vertical flight block of the same name, and the output of the collision avoidance law calculator is connected to the input of the position analyzer and the second input of the vertical maneuver law calculator, the first output of the position analyzer forms the first output of the vertical flyby block, and the second output of the position analyzer is connected to the third input of the calculator laws of vertical maneuver, the output of which forms the second output of the vertical overflight block, a local map of the lateral an anevra, a local map limiter and a heading direction block, while the first input of the local side maneuver card is connected to the output of the terrain database, its second input is connected to the additional output of the vertical flight block formed by the first additional output of the vertical maneuver law calculator, the second additional output of which is connected with the first additional input of the video driver, the output of the local side maneuver card is connected to the first input of the heading direction block and to the first the limiter of the local map, the output of which is connected to the auxiliary input of the vertical overhead unit connected to the second additional input of the video driver, the second input of the heading unit is connected to the second output of the vertical heading unit, and the output of the heading unit is connected to the additional input of the warning signal unit and the second the input of the local map limiter, while the heading direction block is composed of an analyzer of overflown conditions, the input of which forms the second turn direction block, and the output is connected to the first inputs of the left motion calculator and the right motion calculator, the second inputs of which are connected to the first input of the turn direction block, and the outputs of the mentioned left and right motion calculators are connected to the first inputs of the corresponding left and right motion comparators the inputs of which are connected to the corresponding first and second outputs of the criteria parameter base, the input of which is connected to the additional information input of the reversal direction block , the outputs of the left-motion comparator and the right-hand comparator are respectively connected to the inputs of the node for the weight estimation of the trajectories of the left movement and the node of the weight-estimation of the trajectories of the right movement, the outputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the pivot direction analyzer, the third input of which is connected to the third output of the criteria parameter base , and the output of which forms the output of the reversal direction block.
Работа заявляемой системы поясняется с помощью Фиг.1.The operation of the claimed system is illustrated using Figure 1.
Система предупреждения столкновения летательного аппарата с землей содержит (см. Фиг.1) базу данных рельефа 1 и модуль адаптации к типу самолета 2, входы которых соответственно подключены к первому и второму выходам блока заполнения и обновления 3, блок вертикального облета 4, первый вход которого соединен с выходом базы данных рельефа, а второй, третий и четвертый входы подключены соответственно к выходам упомянутого модуля адаптации к типу самолета 2, блока информационных датчиков 5 и поста управления 6, первый выход блока вертикального облета соединен с входом блока предупреждающих сигналов 7, его третий выход соединен с входом блока отображения 8, при этом блок вертикального облета составлен из временной локальной карты 9, вход которой образует первый вход блока вертикального облета, а выход ее подключен к первому входу вычислителя законов предупреждения столкновения 10, первому входу вычислителя законов вертикального маневра 11 и входу формирователя видеоинформации 12, выход которого образует третий выход блока вертикального облета, второй, третий и четвертый входы вычислителя законов предупреждения столкновения образуют одноименные входы блока вертикального облета, а выход вычислителя законов предупреждения столкновения соединен с входом анализатора положения 13 и вторым входом вычислителя законов вертикального маневра 11, первый выход анализатора положения 13 образует первый выход блока вертикального облета, а второй выход упомянутого анализатора положения соединен с третьим входом вычислителя вертикального маневра 11, выход которого образует второй выход блока вертикального облета 4. Введены локальная карта бокового маневра 14, ограничитель локальной карты 15 и блок направления разворота 16, при этом первый вход локальной карты бокового маневра 14 соединен с выходом базы данных рельефа 1, ее второй вход соединен с дополнительным выходом блока вертикального облета 4, образованным первым дополнительным выходом вычислителя законов вертикального маневра 11, второй дополнительный выход которого соединен с первым дополнительным входом формирователя видеоинформации 12, выход локальной карты бокового маневра 14 соединен с первым входом блока направления разворота 16 и с первым входом ограничителя локальной карты 15, выход которой соединен с дополнительным входом блока вертикального облета, соединенного с вторым дополнительным входом формирователя видеоинформации 12, второй вход блока направления разворота соединен с вторым выходом блока вертикального облета 4, а выход блока направления разворота соединен с дополнительным входом блока предупреждающих сигналов 7 и вторым входом ограничителя локальной карты 15, при этом блок направления разворота 4 составлен из анализатора условий облета 17, вход которого образует второй вход блока направления разворота 16, а выход соединен с первыми входами вычислителя левого движения 18 и вычислителя правого движения 19, вторые входы которых соединены с первым входом блока направления разворота, а выходы упомянутых вычислителей левого и правого движения соединены с первыми входами соответствующих компараторов левого 20 и правого 21 движения, вторые входы которых соединены с соответствующими первым и вторым выходами базы параметров критериев 22, вход которой соединен с дополнительным информационным входом блока направления разворота, выходы компаратора левого движения 20 и компаратора правого движения 21 соответственно подключены к входам узла весовой оценки траекторий левого движения 23 и узла весовой оценки траекторий правого движения 24, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами анализатора направления разворота 25, третий вход которого соединен с третьим выходом базы параметров критериев 22, а выход которого образует выход блока направления разворота 16.The system for preventing a collision between an aircraft and the ground contains (see Fig. 1) a terrain database 1 and an adaptation module for the type of aircraft 2, the inputs of which are respectively connected to the first and second outputs of the filling and updating unit 3, the vertical flight block 4, the first input of which connected to the output of the terrain database, and the second, third and fourth inputs are connected respectively to the outputs of the said module for adapting to the type of aircraft 2, the block of
Система работает следующим образом.The system operates as follows.
Аналогично системе-прототипу [см. фиг.2] в системе на фиг.1 в блоке вертикального облета 4 производится оценка опасной ситуации и возможности ее устранения путем вертикального маневра, при этом вычислитель законов предупреждения столкновения 10, на входы которого поступают сигналы от информационных блоков 2, 5, 6 и от временной локальной карты 9 производит на основе данных о координатах и параметрах движения ЛА вычисление траектории на фоне текущего рельефа при заданном времени прогнозирования. Анализатор положения 13 производит сравнительную оценку вычисленной упомянутой траектории с текущим рельефом и выдает 9 сигнал о возможности опасной ситуации в вычислитель законов вертикального маневра 11. Одновременно анализатор положения 13 выдает сигнал об опасной ситуации в блок предупреждающих сигналов 7. Вычислитель законов вертикального маневра 11, на вход которого поступают сигналы с выходов временной локальной карты 9 и вычислителя 10, производит расчет возможных вариантов избежания опасной ситуации при маневрировании в вертикальном направлении, т.е. путем изменения только высоты полета. Результат анализа, проведенного вычислителем 11, передается на вход блока отображения, на другой вход которого поступает через формирователь видеоинформации 12 данные с временной локальной карты 9. Временная локальная карта 9 постоянно обновляется с выхода базы данных рельефа 1, которая в свою очередь обновляется с помощью блока заполнения и обновления 3, корректирующего также данные о параметрах ЛА в модуле адаптации 2.Similar to the prototype system [see FIG. 2] in the system of FIG. 1, in a block of vertical flight 4, a dangerous situation is assessed and the possibility of its elimination by vertical maneuver, while the collision warning law calculator 10, the inputs of which receive signals from
Таким образом, система-прототип выдает только сигнал о результатах анализа вертикального маневра и при отрицательном результате - сигнал о необходимости бокового маневра. Однако при этом система-прототип не указывает направление и необходимые параметры бокового маневра.Thus, the prototype system gives only a signal about the results of the analysis of the vertical maneuver and, if the result is negative, a signal about the need for lateral maneuver. However, the prototype system does not indicate the direction and necessary parameters of the lateral maneuver.
В предложенной системе (см. фиг.1) эту функцию выполняет блок направления разворота 16, включающий анализатор условия облета 17, на вход которого поступает из блока вертикального облета 4 (с выхода вычислителя законов вертикального маневра 11) признак опасности выполнения вертикального маневра и текущие параметры вектора состояния ЛА. В анализаторе 17 на основе параметров состояния ЛА (координаты, скорости, ускорения, углы и др.) происходит формирование нормализованных данных для передачи в вычислители 18 и 19. В упомянутых вычислителях производится формирование с учетом динамических и эргономических ограничений ЛА всех возможных траекторий боковых маневров ЛА, а также согласование этих данных с данными рельефа в соответствии с локальной картой 14, поступающими на вторые входы вычислителей 18 и 19. Совокупность сформированных пакетов данных поступает из вычислителей 18 и 19 на первые входы компараторов 20 и 21. В базе параметров критериев 22 содержатся поступающие через дополнительный информационный вход постоянно обновляемые данные о минимально допустимых высотах полета ЛА, об эргономических (максимально допустимые перегрузки) и динамических характеристиках ЛА, данные от систем управления воздушным движением (УВД) (наличие встречных или попутных ЛА, ширина трассы полета, зоны ограничения полета и др.), от бортового метеолокатора (наличие опасных метеоявлений в районе полета ЛА). Данные из базы 22 поступают на вторые входы компараторов 20 и 21, в которых осуществляется сравнение сформированных траекторий боковых маневров ЛА с данными от локальной карты бокового маневра, поступающими через вычислители 18 и 19; при этом происходит формирование признака оптимальности каждой траектории по критериям минимального отклонения от плана полета, максимального запаса высоты от ЛА до земной поверхности и горизонтального удаления ЛА от препятствия при движении по данной траектории.In the proposed system (see Fig. 1), the pivot direction block 16 performs this function, including a flyover analyzer 17, the input of which comes from the vertical flyby block 4 (from the output of the vertical maneuver law calculator 11), a danger sign of the vertical maneuver and the current parameters aircraft state vectors. On the basis of the aircraft state parameters (coordinates, speeds, accelerations, angles, etc.), in the analyzer 17, normalized data is generated for transmission to the computers 18 and 19. In these computers, the aircraft takes into account the dynamic and ergonomic restrictions of all possible trajectories of aircraft side maneuvers , as well as the coordination of this data with the relief data in accordance with the local map 14 supplied to the second inputs of the computers 18 and 19. The totality of the generated data packets comes from the computers 18 and 19 and the first inputs of the comparators 20 and 21. The database of criteria 22 parameters contains continuously updated data coming from an additional information input about the minimum permissible altitudes of the aircraft, ergonomic (maximum permissible overloads) and dynamic characteristics of the aircraft, data from air traffic control systems (air traffic control) (the presence of oncoming or passing aircraft, the width of the flight path, flight restriction zones, etc.), from the airborne weather radar (the presence of dangerous weather phenomena in the flight area of the aircraft). Data from the base 22 is fed to the second inputs of the comparators 20 and 21, in which the formed trajectories of the aircraft’s side maneuvers are compared with the data from the local map of the side maneuver coming through the computers 18 and 19; at the same time, a sign of optimality of each trajectory is formed according to the criteria of the minimum deviation from the flight plan, the maximum reserve of altitude from the aircraft to the earth's surface and the horizontal distance of the aircraft from the obstacle when moving along this trajectory.
Из компараторов 20 и 21 в соответствующие узлы весовой оценки 23 и 24 поступают рассчитанные возможные траектории боковых маневров ЛА с признаками оптимальности, полученные на основе проведенного в компараторах сравнительного анализа.From the comparators 20 and 21, the calculated possible trajectories of the side maneuvers of the aircraft with signs of optimality obtained from the comparative analysis carried out in the comparators are sent to the corresponding nodes of the weighted assessment 23 and 24.
В узлах весовой оценки производится сравнение параметров оптимальности всех сформированных траекторий с учетом данных, содержащихся в базе параметров критериев, и выбор из ряда анализируемых траекторий только одной траектории, максимально удовлетворяющей заданным критериям.In the nodes of the weighted assessment, the optimality parameters of all the generated trajectories are compared taking into account the data contained in the criteria parameters database, and only one trajectory that meets the specified criteria is selected from a number of analyzed trajectories.
Выбранные в узлах 23 и 24 траектории левого и правого движения передаются в анализатор направления разворота 25, в котором с помощью данных из базы параметров критериев 22 осуществляется окончательный выбор наиболее предпочтительного направления разворота и соответствующей траектории. Результат выбора поступает из анализатора 25 в блок предупреждающих сигналов 7, который выдает пилоту сигнал на выполнение соответствующих действий для выхода на выбранную траекторию. Кроме того, сигнал с анализатора 25 поступает в ограничитель локальной карты 15, который выбирает для дальнейшего отображения участок карты, соответствующий выбранной траектории. При этом формирование видеоинформации для блока отображения 8 производится формирователем 12, в котором информация с временной локальной карты 9 замещается по сигналу с дополнительного выхода вычислителя 11 информацией с ограничителя локальной карты 15 и далее передается с выхода формирователя 12 на вход блока отображения 8. При этом сигналы поступающие ранее в блок отображения 8 с выхода вычислителя 11 блокируются.The left and right motion paths selected at nodes 23 and 24 are transmitted to the pivot direction analyzer 25, in which, using the data from the criteria 22 parameter database, the final choice of the most preferred pivot direction and the corresponding path is made. The result of the selection comes from the analyzer 25 to the block of warning signals 7, which gives the pilot a signal to perform the appropriate actions to exit the selected path. In addition, the signal from the analyzer 25 enters the limiter of the local map 15, which selects for further display the portion of the map corresponding to the selected path. In this case, the formation of video information for the
Таким образом, благодаря наличию в предлагаемой системе блока направления разворота, при невозможности вертикального маневра формируется не просто сигнал (признак) необходимости бокового маневра, как в прототипе, но и определение направления и траектории разворота путем анализа как левого, так и правого разворота и выбора наиболее предпочтительного из них в данной ситуации.Thus, due to the presence of a turn direction block in the proposed system, when vertical maneuver is impossible, not only a signal (sign) of the need for a lateral maneuver is generated, as in the prototype, but also a determination of the direction and trajectory of a turn by analyzing both left and right turns and choosing the most preferred ones in this situation.
Предложенная система полностью реализуется в устройствах, представленных на фиг.1.The proposed system is fully implemented in the devices shown in figure 1.
Блоки и устройства, представленные на фиг.1 реализуются с использованием аппаратно-программных модулей, построенных на базе широко распространенных стандартных устройств аналоговой и цифровой вычислительной техники.The blocks and devices shown in figure 1 are implemented using hardware and software modules built on the basis of the widely used standard devices of analog and digital computing.
Для разработки программного обеспечения, реализующего необходимые функции упомянутых устройств, использовались стандартные языки программирования ("С", "C++"), программно-математическое обеспечении фирм "MICROSOFT", "BORLAND" и известные математические формулы.To develop software that implements the necessary functions of the mentioned devices, standard programming languages ("C", "C ++"), software and mathematics from MICROSOFT, BORLAND and well-known mathematical formulas were used.
Блок направления разворота 16 и блок вертикального облета 4 реализованы на базе интегрированного модуля фирмы "AMPRO" с процессорным модулем фирмы "ANALOG MICRODEVICSES", работающего от источника питания фирмы "АЛЕКСАНДЕР ЭЛЕКТРИК". В указанных блоках также используются интерфейсные микросхемы фирмы "ANALOG DEVICES" и прецизионные программируемые усилители фирмы "TEXAS INSTRUMENTS"Turning direction block 16 and vertical flying block 4 are implemented on the basis of an integrated module of the AMPRO company with a processor module of the ANALOG MICRODEVICSES company operating from the power supply of the ALEXANDER ELECTRIC company. These blocks also use interface chips from ANALOG DEVICES and precision programmable amplifiers from TEXAS INSTRUMENTS
Блок 7 реализован на базе аналоговых звуковых кодеров и декодеров фирмы "TEXAS INSTRUMENTS", операционных усилителей фирмы "MAXIM" и программируемых логических интегральных схем фирмы "ALTERA".Block 7 is based on TEXAS INSTRUMENTS analog audio encoders and decoders, MAXIM operational amplifiers and ALTERA programmable logic integrated circuits.
Блок 8 реализован на базе видеоконтроллера фирмы "SHARP", видеоусилителей фирмы "MAXIM" и высоковольтных преобразователей фирмы "TDK" с использованием жидкокристаллической матрицы фирмы "SHARP".
Блоки 10 и 12 реализованы на базе постоянных запоминающих устройств "DiskOnChip" фирмы "M-SYSTEMS".Blocks 10 and 12 are implemented on the basis of read-only memory devices "DiskOnChip" of the company "M-SYSTEMS".
Блоки 1, 9, 14 реализованы на базе переключателей фирмы "BOURNS",соединителей фирмы "MOLEX", преобразователей напряжений фирмы "MAXIM".Blocks 1, 9, 14 are implemented on the basis of BOURNS switches, MOLEX connectors, MAXIM voltage converters.
Экспериментальный образец системы показал, что вычисление направления разворота и соответствующие команды пилоту ЛА на 35-40% снижают время, затрачиваемое пилотом на выбор направления разворота при полетах в условиях сложного рельефа, и, соответственно, значительно повышают безопасность полета.An experimental model of the system showed that calculating the direction of the turn and the corresponding commands to the pilot of the aircraft reduce the time spent by the pilot on choosing the direction of the turn when flying in difficult terrain by 35-40% and, accordingly, significantly increase flight safety.
Выделение в блоке направления разворота двух отдельных вычислительных потоков для левого и правого движений позволило реализовать предлагаемую систему на базе имеющейся в настоящее время бортовой авиационной аппаратуры и одновременно повысило надежность системы.The allocation in the block of the direction of the turn of two separate computing streams for left and right movements made it possible to implement the proposed system on the basis of currently available avionics and at the same time increased the reliability of the system.
Математическое моделирование, полунатурные и летные испытания системы, в которой реализован заявляемый способ, показывают, что вероятности аварийных летных ситуаций по сравнению с прототипом снижается на 20-25%.Mathematical modeling, half-life and flight tests of the system in which the inventive method is implemented show that the probability of emergency flight situations compared with the prototype is reduced by 20-25%.
Проведенные летные испытания на самолетах Ту-154, Як-40 и Як-42 показали эффективность использования заявляемого устройства.Conducted flight tests on aircraft Tu-154, Yak-40 and Yak-42 showed the effectiveness of the use of the inventive device.
Т.о. заявляемое изобретение чрезвычайно перспективно для использования на ВС для снижения вероятности летных происшествий.T.O. The claimed invention is extremely promising for use on aircraft to reduce the likelihood of flight accidents.
Источники информацииInformation sources
1. Патент Франции №2773609, кл. G 01 C 5/00, заявл. 12.01.1998 г., опубл. 16.07.1999 г.1. French patent No. 2773609, cl. G 01
2. Патент США №6480120, кл. G 08 B 23/00, заявл. 15.04.1996 г., опубл. 12.11.2002 г.2. US patent No. 6480120, CL. G 08 B 23/00 claimed 04/15/1996, publ. November 12, 2002
3. Патент Россия №2211489, кл. G 08 G 5/04, заявл. 11.01.1999 г., опубл. 27.08.2003 г.3. Patent of Russia No. 2211489, cl. G 08
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005109372/11A RU2271039C1 (en) | 2005-03-24 | 2005-03-24 | System for preventing collision of aircraft with ground |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005109372/11A RU2271039C1 (en) | 2005-03-24 | 2005-03-24 | System for preventing collision of aircraft with ground |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2271039C1 true RU2271039C1 (en) | 2006-02-27 |
Family
ID=36114427
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005109372/11A RU2271039C1 (en) | 2005-03-24 | 2005-03-24 | System for preventing collision of aircraft with ground |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2271039C1 (en) |
-
2005
- 2005-03-24 RU RU2005109372/11A patent/RU2271039C1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11960303B2 (en) | Situational awareness, vehicle control, and/or contingency planning for aircraft actuator failure | |
| US11862029B2 (en) | Emergency autoland system | |
| US11699351B2 (en) | Flight assistant | |
| EP0965118B1 (en) | Apparatus for indicating air traffic and terrain collision threat to an aircraft | |
| EP2568256B1 (en) | Aircraft display systems and methods with flight plan deviation symbology | |
| US7106217B2 (en) | Technical design concepts to improve helicopter obstacle avoidance and operations in “brownout” conditions | |
| US7379796B2 (en) | Low-altitude flight guidance system, warning system for low-altitude flight guidance, warning generator for low-altitude flight guidance and method for low-altitude flight guidance | |
| US8024078B2 (en) | System for aiding the taxiing of an aircraft | |
| US6480120B1 (en) | Airborne terrain collision prevention device with prediction of turns | |
| RU2550887C2 (en) | On-board integrated crew support information system and cognitive format of presenting flight information at take-off phase of multi-engine aircraft | |
| US9646504B2 (en) | Flight deck displays to enable visual separation standard | |
| US20050237226A1 (en) | Integrated hover display with augmented approach to hover symbology cueing for degraded visual environmental conditions | |
| EP2555179A2 (en) | Aircraft traffic separation system | |
| RU2301456C1 (en) | Method of prevention of collision of flying vehicle with ground and device functioning on basis of this method | |
| RU2271039C1 (en) | System for preventing collision of aircraft with ground | |
| Theunissen et al. | Terrain following and terrain avoidance with synthetic vision | |
| RU2376645C1 (en) | Method of preventing collision of airplanes and helicopters with terrain features and device based on said method | |
| Houck | Multi-aircraft dynamics, navigation and operation | |
| Ab Wahid | Flight guidance along 3D+ T trajectories and space indexed traffic management | |
| US20230089086A1 (en) | Systems and methods for alerting descent below altitude | |
| Baburov et al. | Methods for Improving Flight Efficiency and Safety Based on Technologies Applicable in Collision Avoidance Systems | |
| Swink et al. | Identification of high-level functional/system requirements for future civil transports | |
| RU2002103711A (en) | METHOD FOR FORMING ALARM AND WARNING ALARMS AIMED AT WARNING ABOUT POSSIBLE COLLISION OF AIRCRAFT WITH SUBSTANCE SURFACE ELEMENTS AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION | |
| UA25341U (en) | Device for warning about the aircraft approaching the earth surface |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120325 |
|
| BF4A | Cancelling a publication of earlier date [patents] |
Free format text: PUBLICATION IN JOURNAL SHOULD BE CANCELLED |