RU2362201C1 - Способ и устройство для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата с окружающей местностью - Google Patents

Способ и устройство для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата с окружающей местностью Download PDF

Info

Publication number
RU2362201C1
RU2362201C1 RU2008106925/28A RU2008106925A RU2362201C1 RU 2362201 C1 RU2362201 C1 RU 2362201C1 RU 2008106925/28 A RU2008106925/28 A RU 2008106925/28A RU 2008106925 A RU2008106925 A RU 2008106925A RU 2362201 C1 RU2362201 C1 RU 2362201C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
collision avoidance
change
height
terrain
Prior art date
Application number
RU2008106925/28A
Other languages
English (en)
Inventor
Фабьен ПИТАР (FR)
Фабьен ПИТАР
Жан-Пьер ДЕМОРТЬЕ (FR)
Жан-Пьер ДЕМОРТЬЕ
Флоранс ОБРИ (FR)
Флоранс ОБРИ
Original Assignee
Эрбюс Франс
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс
Application granted granted Critical
Publication of RU2362201C1 publication Critical patent/RU2362201C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
    • G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G01C23/005—Flight directors
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/93—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes
    • G01S13/933—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft
    • G01S13/935—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft for terrain-avoidance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Emergency Alarm Devices (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах обеспечения безопасности летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство (1) содержит средство (5) для хранения профиля местности, средство (7) для определения эффективных значений конкретных параметров полета, средство (9) проверки траектории полета, средство (13) для формирования предупредительного сигнала. При этом средство (9) проверки включает в себя, по меньшей мере, один элемент (15) для расчета изменения высоты. В ходе действия уклонения элемент (16) определяет курс уклонения ЛА. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к способу и устройству для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата, в частности транспортного летательного аппарата, с окружающей местностью.
Известно, что цель такого устройства, например типа TAWS («Системы предупреждения и предотвращения столкновений с наземными препятствиями») или типа GPWS («Системы предупреждения опасного сближения с землей»), состоит в том, чтобы обнаруживать всякую опасность столкновения летательного аппарата с окружающей местностью и оповещать экипаж, когда обнаружена опасность, из условия чтобы последний, в таком случае, мог выполнить маневр предотвращения столкновения с наземными препятствиями. Обычно такое устройство содержит:
первое средство, осведомленное о профиле местности, расположенной впереди летательного аппарата;
второе средство для определения эффективных значений конкретных параметров полета;
третье средство для расчета, по упомянутым эффективным значениям, траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальной ситуации, и для проверки, совместима ли эта траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем местности, по меньшей мере на протяжении заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата; и
четвертое средство для передачи соответствующего сигнала предупреждения, если упомянутое третье средство обнаруживает несовместимость.
Вообще, упомянутое третье средство использует модель, предназначенную для представления маневра предотвращения столкновения, выполняемого летательным аппаратом, для расчета соответствующей траектории. Однако используемая модель, которая обычно учитывает постоянный коэффициент нагрузки и фиксированную траекторию, представляющую устойчивое состояние летательного аппарата, довольно хорошо воспроизводит маневр, выполняемый летательным аппаратом. Более того, производимая аппроксимация вызывает необходимость учитывать большие допустимые погрешности, для того чтобы не завышать реальные летно-технические характеристики летательного аппарата во время маневра предотвращения столкновения. Однако учет допустимых ошибок может иметь следствием, в частности, сигналы ложной тревоги. Режим расчета и режим проверки, используемые упомянутым третьим средством, поэтому, не являются вполне достоверными.
Настоящее изобретение относится к способу для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата с окружающей местностью, который дает возможность преодолевать эти недостатки.
Для этой цели, согласно изобретению, упомянутый способ, согласно которому автоматически и периодически выполняется следующий цикл последовательных этапов:
a) учитывается профиль местности, расположенной впереди летательного аппарата;
b) определяются эффективные значения конкретных параметров полета;
c) по этим эффективным значениям, определяют траекторию предотвращения столкновения, содержащую, по меньшей, мере участок подъема и участок постоянного наклона, ее проецируют впереди летательного аппарата;
d) проверяется, совместима ли упомянутая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем местности, по меньшей мере на протяжении заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата; и
e) если на этапе d) обнаружена несовместимость, передается соответствующий предупредительный сигнал, характеризуется тем, что:
на этапе c):
рассчитывается, с использованием определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, изменение высоты летательного аппарата, которое обусловлено переходом энергии и изменением общего наклона, произведенным снижением скорости во время маневра предотвращения столкновения; и
изменение высоты, рассчитанное таким образом, используется для определения траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности, и которая содержит, между участком подъема и участком с постоянным наклоном, промежуточный участок, который учитывает это изменение высоты; и
на этапе d), траектория предотвращения столкновения, определенная таким образом, используется для проверки, совместима ли такая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем местности на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата.
Таким образом, изобретение позволяет учитывать изменение высоты летательного аппарата, которое обусловлено переходом энергии и изменением тяги в ходе маневра предотвращения столкновения, которое дает возможность оптимизировать модель, используемую на этапе c) и описанную ниже. Вычисления, используемые во время этого этапа c), поэтому, приспособлены, чтобы быть как можно ближе к реальности. Следовательно, обнаружение опасности столкновения с местностью учитывает маневр предотвращения столкновения, который очень близок к маневру предотвращения столкновения, фактически используемому, если необходимо, летательным аппаратом, каковое, в частности, дает возможность избегать сигналов ложной тревоги и получать очень достоверное отслеживание.
В первом варианте осуществления, упомянутое изменение общего наклона, произведенное снижением скорости, соответствует изменению силы тяги.
Преимущественно, в этом первом варианте осуществления:
на этапе b):
оценивается эффективная масса GW летательного аппарата;
измеряется текущая эффективная скорость VO летательного аппарата; и
измеряется текущий эффективный наклон γO летательного
аппарата; и
на этапе c), рассчитывается упомянутое изменение (ΔH) высоты с использованием следующих уравнений:
ΔH=[K1·(VO2-VF2)/2·g+(K2·(VO-VF)+K3)/(GW-GWO)]·f(x)
f(x)=f(X-XO; VF; GW; γF-γO)
f(x) ∈[0;1],
в которых:
K1, K2 и K3 являются заранее определенными параметрами, зависящими от летательного аппарата;
g представляет ускорение свободного падения;
GWO представляет заранее определенное постоянное значение массы летательного аппарата, зависящее от упомянутого летательного аппарата;
VF представляет постоянное значение скорости, соответствующее стабильной скорости, достигаемой в конце маневра предотвращения столкновения, это значение является заранее определенным и зависящим от летательного аппарата;
γF представляет постоянное значение наклона полета, соответствующее наклону полета относительно земли, стабилизируемому в конце маневра предотвращения столкновения, это значение является заранее определенным и зависящим от летательного аппарата и от параметров состояния;
X представляет текущее положение летательного аппарата на горизонтальной оси вертикальной плоскости симметрии летательного аппарата; и
XO представляет положение летательного аппарата на упомянутой горизонтальной оси упомянутой вертикальной плоскости в начале фазы изменения высоты упомянутого маневра предотвращения столкновения.
Кроме того, во втором варианте осуществления, на этапе c), упомянутое изменение высоты рассчитывается этап за этапом, давая сумму:
первого изменения высоты, которое представляет превращение кинетической энергии в потенциальную энергию, спровоцированное замедлением; и
второго изменения высоты, которое представляет общий наклон по данному этапу.
Кроме того, предпочтительно, для того, чтобы оптимизировать фазу начального подъема маневра предотвращения столкновения:
на этапе c):
с использованием заранее определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, рассчитывается коэффициент нагрузки, который является представляющим фазу подъема маневра предотвращения столкновения; и
коэффициент нагрузки, рассчитанный таким образом, используется для определения участка подъема траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности; и
на этапе d), участок подъема, определенный таким образом, используется для проверки, совместима ли траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем местности на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата.
В этом случае, предпочтительно,
на этапе b):
оценивается эффективная масса GW летательного аппарата; и
измеряется текущая эффективная скорость VO летательного аппарата; и
на этапе c), упомянутый коэффициент Nz нагрузки рассчитывается с использованием следующего выражения:
Nz=n0+(n1·GW)+(n2·VO),
в котором n0, n1 и n2 являются заранее определенными параметрами.
В конкретном варианте осуществления, по меньшей мере, некоторые из упомянутых заранее определенных параметров и то, необходимы ли упомянутые постоянные значения, зависят от действующего режима полета летательного аппарата. Это дает возможность улучшать представительность моделируемого маневра предотвращения столкновения по сравнению с маневром, который вероятно должен реально выполняться летательным аппаратом.
Настоящее изобретение также относится к устройству для автоматического обнаружения опасности столкновения летательного аппарата с окружающей местностью, упомянутое устройство содержит:
первое средство, осведомленное о профиле местности, расположенной впереди летательного аппарата;
второе средство для определения эффективных значений конкретных параметров полета;
третье средство для расчета, по упомянутым эффективным значениям, траектории предотвращения столкновения и для проверки, совместима ли упомянутая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем местности, по меньшей мере, на протяжении заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата; и
четвертое средство для передачи соответствующего сигнала предупреждения, если упомянутое третье средство обнаруживает несовместимость.
Согласно изобретению упомянутое устройство характеризуется тем, что упомянутое третье средство содержит, по меньшей мере:
первый узел для расчета, с использованием определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, изменения высоты летательного аппарата, которое обусловлено переходом энергии и изменением тяги, произведенным снижением скорости во время маневра предотвращения столкновения;
второй узел для использования изменения высоты, рассчитанного упомянутым первым узлом, для того чтобы определять траекторию предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности; и
третий узел для использования траектории предотвращения столкновения, определенной упомянутым вторым узлом, для того чтобы проверять, совместима ли эта траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем местности на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата.
В конкретном варианте осуществления, упомянутое третье средство дополнительно содержит:
четвертый узел для расчета, с использованием определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, коэффициента нагрузки, который является представляющим фазу подъема маневра предотвращения столкновения;
пятый узел (например, соответствующий упомянутому второму узлу) для использования коэффициента нагрузки, рассчитанного упомянутым четвертым узлом, для того чтобы определять участок подъема траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности; и - шестой узел (например, соответствующий упомянутому третьему узлу) для использования этого участка подъема, определенного упомянутым пятым узлом, для того чтобы проверять, совместима ли упомянутая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем местности на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата.
Изобретения представлены на фигурах, где идентичные ссылки указывают подобные узлы.
Фиг.1 - структурная схема устройства согласно изобретению.
Фиг.2 - схема маневра подъема, принимаемого во внимание в настоящем изобретении.
Фиг.3 - график, дающий возможность проиллюстрировать существенные признаки настоящего изобретения.
Назначение устройства 1 по изобретению, схематически показанного на Фиг.1, состоит в том, чтобы автоматически обнаруживать всякую опасность столкновения летательного аппарата A, в частности военного транспортного летательного аппарата, с окружающей местностью 2 и для предупреждения экипажа летательного аппарата A, когда обнаружена такая опасность, из условия чтобы последний, в таком случае, мог осуществить маневр TE для предотвращения столкновения с местностью 2, как показано на Фиг.2.
Такое устройство 1, например, типа TAWS («Системы предупреждения и предотвращения столкновений с наземными препятствиями») или типа GPWS («Системы предупреждения опасного сближения с землей»), которое установлено на летательном аппарате A, обычным образом, содержит:
средство 5, которое осведомлено о профиле местности 6, по меньшей мере, впереди летательного аппарата A и которое, для этой цели, содержит, например, базу данных, содержащую упомянутый профиль 6 местности и/или средство распознавания местности, такое как радар. Упомянутый профиль 6 местности, например, находится на заранее определенной габаритной высоте G над рельефом 4;
средство 7, описанное ниже и, например, образующее часть сборки 8 источника данных, чья цель состоит в том, чтобы определять эффективные значения множества конкретных параметров полета, также описанных ниже;
центральный узел 9, который присоединен промежуточным звеном линий 11 и 12 связи, соответственно к упомянутому средству 5 и 7, и чья цель состоит в том, чтобы рассчитывать траекторию предотвращения столкновения по упомянутым эффективным значениям конкретных параметров полета, определенных упомянутым средством 7, чтобы проецировать эту траекторию впереди летательного аппарата A, и чтобы проверять, совместима ли упомянутая траектория, проецируемая вперед таким образом, с упомянутым профилем 6 местности, по меньшей мере, на протяжении заранее определенного расстояния (например, 10000 метров) впереди летательного аппарата A; и
средство 13, которое присоединено промежуточным звеном линии 14 связи к упомянутому центральному узлу 9, для передачи предупредительного сигнала (звукового и/или визуального) в случае обнаружения опасности столкновения упомянутым центральным узлом 9.
В соответствии с изобретением, упомянутый центральный узел 9 содержит:
узел 15 для расчета, с использованием эффективных значений (определенных упомянутым средством 7) некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, как описано ниже, изменения ΔH высоты летательного аппарата A, которое обусловлено переходом энергии и изменением общего наклона, произведенным снижением скорости во время маневра предотвращения столкновения, выполняемого для того, чтобы предотвратить столкновение с местностью 2 впереди летательного аппарата A; и
узел 16, который присоединен линией 17 связи к упомянутому узлу 15, для использования изменения ΔH высоты, рассчитанного последним, для цели определения траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности; и
узел 3, который присоединен линией 10 связи к упомянутому узлу 16, для использования траектории предотвращения столкновения, определенной последним, для цели проверки, совместима ли упомянутая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем 6 местности на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата A.
Для того, чтобы делать это, упомянутый узел 3 использует вспомогательную кривую 18 (или кривую предотвращения столкновения), которая рассчитывается узлом 16, который показан на Фиг.3, и которая считается воспроизводящей маневр предотвращения столкновения. Упомянутый узел 3 заставляет эту вспомогательную кривую 18 двигаться прямолинейно впереди летательного аппарата A и он проверяет, что она не сталкивается с профилем 6 местности впереди текущего положения летательного аппарата A, по меньшей мере, на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния. Таким образом, до тех пор, пока подвижная вспомогательная кривая 18, движимая таким образом, не сталкивается с профилем 6 местности, летательный аппарат A способен пролетать профиль 4 местности 2, которая находится спереди него.
Однако, когда, во время движения вспомогательной кривой 18, упомянутая вспомогательная кривая 18 сталкивается с профилем 6 местности, есть опасность столкновения с последним, так что, в таком случае, узел 3 предписывает средству 13 передавать предупредительный сигнал, как проиллюстрировано символом 19 на Фиг.2. Тогда пилот или автоматическая система управления заставляет летательный аппарат A следовать траектории TE предотвращения столкновения, предназначенной для предоставления упомянутому летательному аппарату A возможности пролетать рельеф 4 местности 2, которая находится спереди него, и, таким образом, избегать столкновения.
Вплоть до настоящего времени, обычная вспомогательная кривая 18A (предназначенная для воспроизведения маневра предотвращения столкновения) содержала, как показано пунктирной линией на Фиг.3:
первый участок 20A (или участок подъема), представляющий фазу подъема маневра предотвращения столкновения и предназначенный для предоставления летательному аппарату A возможности восстанавливать абсолютную высоту полета. Этот участок 20A подъема обычно создавался посредством учета постоянного коэффициента нагрузки летательного аппарата A таким способом, как для соответствия дуге окружности постоянного радиуса; и
участок 21A постоянного наклона, который тангенциально следует за этим участком 20A подъема.
Такая обычная вспомогательная кривая 18A не воспроизводит точно маневр предотвращения столкновения, фактически выполняемый летательным аппаратом A, если необходимо, каковое, в частности, может вызывать сигналы ложной тревоги (относящиеся к опасности столкновения).
Вспомогательная кривая 18 согласно изобретению дает возможность преодолевать этот недостаток посредством воспроизведения, оптимальным образом, маневра предотвращения столкновения, фактически выполняемого летательным аппаратом A. Для этой цели, согласно изобретению, упомянутая вспомогательная кривая 18 содержит, в дополнение к специальному участку 20 подъема, описанному ниже, и обычному участку 21 постоянного наклона, промежуточный участок 22, учитывающий упомянутое изменение ΔH высоты. Поэтому, эта вспомогательная кривая 18 учитывает динамическое повышение абсолютной высоты полета, начиная от конца упомянутого участка 20 подъема и делая это вплоть до начала упомянутого участка 21 постоянного наклона (который, поэтому, сдвинут вертикально вверх на упомянутое изменение ΔH высоты относительно упомянутого обычного участка 21A).
Для того, чтобы делать это, упомянутое средство 7 содержит узлы, конкретно не показанные, для того, чтобы, соответственно:
оценивать эффективную массу GW летательного аппарата A;
измерять текущую эффективную скорость VO летательного аппарата A; и
измерять текущий эффективный наклон γO (по отношению к земле) летательного аппарата A.
Кроме того, в первом варианте осуществления, для которого упомянутое изменение общего наклона соответствует изменению тяги, упомянутый узел 15 определяет изменение ΔH с использованием упомянутых эффективных значений и следующих выражений:
ΔH=[K1·(VO2-VF2)/2·g+(K2·(VO-VF)+K3)/(GW-GWO)]·f(x)
f(x)=f(X-XO; VF; GW; γF-γO)=(X-XO)/[K4·GW·VF·(γF-K5·γO)]
f(x) ∈[0;1],
в которых:
K1, K2, K3, K4 и K5 являются заранее определенными параметрами, зависящими от летательного аппарата A;
g представляет ускорение свободного падения;
GWO представляет заранее определенное постоянное значение массы летательного аппарата A, зависимое от упомянутого летательного аппарата A;
VF представляет постоянное значение скорости, соответствующее стабильной скорости, достигаемой в конце маневра предотвращения столкновения, это значение является заранее определенным и зависимым от упомянутого летательного аппарата A;
γF представляет постоянное значение наклона полета, соответствующее наклону полета относительно земли, стабилизируемому в конце маневра предотвращения столкновения, это значение является заранее определенным и зависимым от летательного аппарата A и от параметров состояния;
X представляет текущее положение летательного аппарата A на горизонтальной оси OX вертикальной плоскости OXZp симметрии летательного аппарата A; и
XO представляет положение летательного аппарата A на упомянутой горизонтальной оси OX упомянутой вертикальной плоскости OXZp в начале фазы изменения высоты упомянутого маневра предотвращения столкновения, как показано на Фиг.3.
Это изменение ΔH обусловлено, как упомянуто ранее, переходом энергии (вызывающим изменение ΔH1 высоты) и изменением силы тяги (вызывающим изменение ΔH2 высоты): ΔH=ΔH1+ΔH2.
Изменение ΔH1 высоты иллюстрирует превращение кинетической энергии в потенциальную энергию:
ΔH1=K1·(VO2-VF2)/2·g.
Кроме того, в этом первом варианте осуществления, изменение ΔH2 высоты обусловлено изменением тяги, которое производится снижением скорости.
Кроме того, во втором варианте осуществления, для которого изменение ΔH высоты обусловлено переходом энергии и изменением общего наклона, произведенным снижением скорости, упомянутое изменение ΔH высоты является функцией геометрического наклона γ:
ΔH ≈ ∫ γ·dx
Этот геометрический наклон, однако, равен сумме общего наклона γTOT и элемента ускорения:
γ=γTOT-(dVSOL/dt)/g
Общий наклон равен движущему соотношению, то есть разности между силой тяги и лобового сопротивления на массу:
γTOT≈(P-T)/m·g
Этот общий наклон γTOT способствует увеличению ΔH высоты, так как он увеличивается по мере того, как снижается скорость. Это увеличение общего наклона, который обратно пропорционален скорости, обусловлено повышением тяги, обратно пропорциональной скорости.
Фактически, это физическое явление в высокой степени усугублено в турбовинтовом двигателе, где доминирующий элемент выражения для тяги определяется, как:
P ≈ Полезная мощность / V
Изменение ΔH высоты, поэтому, может рассчитываться узлом 15, в этом втором варианте осуществления, этап за этапом, в качестве суммы двух вкладов:
ΔH3, которое относится к превращению кинетической энергии в потенциальную энергию, вызванному замедлениями; и
ΔH4, которое представляет общий наклон по данному этапу, то есть:
ΔH=ΔH3+ΔH4
причем, для этапа i
ΔH3=(Vi+1 2-Vi 2)/2·g
ΔH4=tg(γTOT)·Δxi.
Кроме того, в соответствии с изобретением, упомянутый центральный узел 9 дополнительно содержит:
узел 23 для расчета, с использованием эффективных значений массы GW и скорости VO летательного аппарата A (определенных упомянутым средством 7), коэффициента Nz нагрузки, который является представляющим реальный коэффициент нагрузки летательного аппарата A, в ходе фазы подъема маневра предотвращения столкновения, реально выполняемого летательным аппаратом A; и
дополнительный узел, например, узел 16, который присоединен линией 24 связи к упомянутому узлу 23, для использования упомянутого коэффициента Nz нагрузки (вместо заранее определенного постоянного коэффициента нагрузки, используемого вплоть до настоящего времени) для цели оптимизации упомянутого участка 20 подъема вспомогательной кривой 18. Этот коэффициент Nz нагрузки учитывается для расчета, обычным образом, радиуса дуги окружности, образующей этот участок 20 подъема.
В конкретном варианте осуществления, упомянутый узел 23 определяет упомянутый коэффициент Nz нагрузки с использованием следующего выражения:
Nz=n0+(n1·GW)+(n2·VO),
в котором n0, n1 и n2 являются заранее определенными параметрами.
Этот коэффициент Nz нагрузки является более близким к реальности, чем постоянный коэффициент нагрузки, используемый в предшествующем уровне техники, каковое дает возможность повышать соответствие участка 20 подъема вспомогательной кривой 18.
Траектория TE предотвращения столкновения, фактически используемая летательным аппаратом A, в случае обнаружения опасности столкновения устройством 1 и приведения в действие маневра предотвращения столкновения, таким образом, точно воспроизводится вспомогательной кривой 18, определенной в соответствии с настоящим изобретением, как показано на Фиг.3.
Следовательно, обнаружение опасности столкновения с местностью 2, используемое устройством 1, учитывает маневр предотвращения столкновения (в виде вспомогательной кривой 18), который очень близок к маневру предотвращения столкновения, фактически используемому, если необходимо, летательным аппаратом A, каковое, в частности, дает возможность избегать сигналов ложной тревоги и, таким образом, получать очень достоверное отслеживание.
В конкретном варианте осуществления, по меньшей мере, некоторые из упомянутых заранее определенных параметров n0, n1, n2, K1, K2 и K3 или из упомянутых постоянных значений GWO, VF и γF (зарегистрированных в центральном устройстве 9 или в сборке 8 источников данных) зависят от действующего режима полета летательного аппарата A. В этом случае, сборка 8 источников данных содержит средство, предназначенное для измерения параметров, дающее возможность определять текущий режим полета летательного аппарата A, который зависит, например, от фазы полета, аэродинамической конфигурации (предкрылков, закрылков) летательного аппарата A, его абсолютной высоты полета, и т.п.

Claims (11)

1. Способ для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата (А) с окружающей местностью (2), согласно которому автоматическим и повторяющимся образом выполняется следующий ряд последовательных этапов:
a) учитывают профиль (6) местности (2), расположенной впереди летательного аппарата (А);
b) определяют эффективные значения конкретных параметров полета;
c) по этим эффективным значениям определяют траекторию предотвращения столкновения, содержащую, по меньшей мере, участок кабрирования и участок постоянного наклона, и ее проецируют впереди летательного аппарата (А);
d) проверяют, совместима ли упомянутая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем (6) местности (2), по меньшей мере, на протяжении заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата (А); и
e) если на этапе d) обнаружена несовместимость, передают соответствующий предупредительный сигнал (19), в котором
на этапе с): рассчитывают, с использованием определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, изменение (ΔН) высоты летательного аппарата (А), которое обусловлено переходом энергии и изменением общего наклона, произведенным снижением скорости во время маневра предотвращения столкновения; и изменение (ΔН) высоты, рассчитанное таким образом, используют для определения траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности, и которая содержит, между участком кабрирования и участком при постоянном наклоне, промежуточный участок, который учитывает это изменение (ΔН) высоты; и на этапе d): траекторию предотвращения столкновения, определенную таким образом, используют для проверки, совместима ли такая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем (6) местности (2) на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата (А).
2. Способ по п.1, в котором упомянутое изменение общего наклона, произведенное снижением скорости, соответствует изменению тяги.
3. Способ по п.2, в котором:
на этапе b): оценивают эффективную массу GW летательного аппарата (А); измеряют текущую скорость VO летательного аппарата (А); и измеряют текущий эффективный наклон γО летательного аппарата (А); и на этапе с): рассчитывают упомянутое изменение (ΔН) высоты с использованием следующих уравнений:
ΔН=[К1·(VO2-VF2)/2·g+(K2·(VO-VF)+K3)/(GW-GWO)]·f(x),
f(x)=f(X-XO; VF; GW; γF-γO),
f(x)∈[0;1], в которых:
K1, K2 и К3 являются заранее определенными параметрами, зависящими от летательного аппарата (А);
g представляет ускорение свободного падения;
GWO представляет заранее определенное постоянное значение массы летательного аппарата (А), зависящее от упомянутого летательного аппарата (А);
VF представляет постоянное значение скорости, соответствующее стабильной скорости, достигаемой в конце маневра предотвращения столкновения, это значение является заранее определенным и зависящим от летательного аппарата (А);
γF представляет постоянное значение наклона полета, соответствующее наклону полета относительно земли, стабилизируемому в конце маневра и предотвращения столкновения, это значение является заранее определенным и зависящим от летательного аппарата (А) и от параметров состояния;
Х представляет текущее положение летательного аппарата (А) на горизонтальной оси (ОХ) вертикальной плоскости (OXZp) симметрии летательного аппарата (А); и
ХО представляет положение летательного аппарата (А) на упомянутой горизонтальной оси (ОХ) упомянутой вертикальной плоскости (OXZp) в начале фазы изменения высоты упомянутого маневра предотвращения столкновения.
4. Способ по п.1, в котором на этапе с): упомянутое изменение ΔН высоты рассчитывают, этап за этапом, давая сумму:
первого изменения высоты, которое представляет преобразование кинетической энергии в потенциальную энергию, провоцируемое замедлением;
и второго изменения высоты, которое представляет общий наклон по данному этапу.
5. Способ по п.1, в котором
на этапе с): рассчитывают с использованием заранее определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, коэффициент нагрузки, который является представляющим фазу кабрирования маневра предотвращения столкновения; и коэффициент нагрузки, рассчитанный таким образом, используется для определения участка кабрирования траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности; и на этапе d) участок кабрирования, определенный таким образом, используют для проверки, совместима ли траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем (6) местности (2) на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата (А).
6. Способ по п.5, в котором:
на этапе b): оценивают эффективную массу GW летательного аппарата (А); и измеряют текущую эффективную скорость VO летательного аппарата (А); и на этапе с): упомянутый коэффициент Nz нагрузки рассчитывается с использованием следующего выражения:
Nz=n0+(n1·GW)+(n2·VO),
в котором n0, n1 и n2 являются заранее определенными параметрами.
7. Способ по п.3, в котором, по меньшей мере, некоторые из упомянутых заранее определенных параметров и, если необходимо, упомянутые постоянные значения, зависят от действующего режима полета летательного аппарата (А).
8. Устройство для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата (А) с окружающей местностью (2), упомянутое устройство (1) содержит:
первое средство (5), осведомленное о профиле (6) местности (2), расположенной впереди летательного аппарата (А);
второе средство (7) для определения эффективных значений конкретных параметров полета;
третье средство (9) для расчета, по упомянутым эффективным значениям,
траектории предотвращения столкновения и для проверки, совместима ли
упомянутая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем
(6) местности (2), по меньшей мере, на протяжении заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата (А); и
четвертое средство (13) для передачи соответствующего сигнала (19)
предупреждения, если упомянутое третье средство (9) обнаруживает несовместимость,
причем упомянутое третье средство (9) содержит, по меньшей мере:
первый элемент (15) для расчета, с использованием определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, изменения (ΔН) высоты летательного аппарата (А), которое обусловлено переходом энергии и изменением общего наклона, произведенным снижением скорости в ходе маневра предотвращения столкновения;
второй элемент (16) для использования изменения (ΔН) высоты, рассчитанного упомянутым первым элементом (15), для того, чтобы определять траекторию предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности; и
третий элемент (3) для использования траектории предотвращения столкновения, определенной упомянутым вторым элементом (16), для того чтобы проверять, совместима ли эта траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем (6) местности (2) на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата (А).
9. Устройство по п.8, в котором упомянутое третье средство (9) дополнительно содержит:
четвертый элемент (23) для расчета, с использованием определенных эффективных значений некоторых из упомянутых конкретных параметров полета, коэффициента нагрузки, который является представляющим фазу кабрирования маневра предотвращения столкновения;
пятый элемент (16) для использования коэффициента нагрузки, рассчитанного упомянутым четвертым элементом (23), для того чтобы определять участок кабрирования траектории предотвращения столкновения, которая является наилучшим возможным представлением реальности; и шестой элемент (3) для использования этого участка кабрирования, определенного упомянутым пятым элементом (16), для того чтобы проверять, совместима ли упомянутая траектория предотвращения столкновения с упомянутым профилем (6) местности (2) на протяжении упомянутого заранее определенного расстояния впереди летательного аппарата (А).
10. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит устройство (1), способное осуществлять способ по п.1.
11. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит устройство (1) по п.8.
RU2008106925/28A 2005-07-26 2006-07-25 Способ и устройство для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата с окружающей местностью RU2362201C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0507922 2005-07-26
FR0507922A FR2889342B1 (fr) 2005-07-26 2005-07-26 Procede et dispositif de detection d'un risque de collision d'un aeronef avec le terrain environnant

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2362201C1 true RU2362201C1 (ru) 2009-07-20

Family

ID=36228815

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008106925/28A RU2362201C1 (ru) 2005-07-26 2006-07-25 Способ и устройство для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата с окружающей местностью

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8190308B2 (ru)
EP (1) EP1907911B8 (ru)
JP (1) JP5075822B2 (ru)
CN (1) CN100595711C (ru)
AT (1) ATE441143T1 (ru)
BR (1) BRPI0615964A2 (ru)
CA (1) CA2615843A1 (ru)
DE (1) DE602006008792D1 (ru)
FR (1) FR2889342B1 (ru)
RU (1) RU2362201C1 (ru)
WO (1) WO2007012749A1 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110029162A1 (en) * 2006-03-06 2011-02-03 Honeywell International, Inc. Systems and methods for selectively altering a ground proximity message
EP2388760B1 (en) * 2010-05-21 2013-01-16 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Aircraft capable of hovering, aircraft manoeuvring assist method, and interface
US8532848B2 (en) * 2010-10-19 2013-09-10 Honeywell International Inc. Systems and methods for alerting potential tailstrike during landing
AU2011326330B2 (en) * 2010-11-08 2014-12-18 Ezymine Pty Limited A collision avoidance system and method for human commanded systems
CN102163060B (zh) * 2010-11-26 2013-05-08 四川大学 一种直升机训练飞行防撞预警方法
FR2972537B1 (fr) * 2011-03-11 2014-08-22 Eurocopter France Procede de mesure de hauteur et de detection d'obstacle, radioaltimetre et aeronef
US9870000B2 (en) * 2011-03-28 2018-01-16 Honeywell International Inc. Methods and systems for translating an emergency system alert signal to an automated flight system maneuver
CN102737525B (zh) * 2012-06-28 2014-07-02 上海交通大学 一种直升机地形感知与告警系统告警包线生成方法
FR3008530B1 (fr) 2013-07-10 2015-07-17 Eurocopter France Procede et dispositif d'emission d'alertes pour l'evitement de terrain par un aeronef a voilure tournante
CN104730523B (zh) * 2015-03-04 2017-09-15 中国商用飞机有限责任公司 基于气象雷达显示地形信息的方法
CN108614907A (zh) * 2016-12-12 2018-10-02 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种无人机飞行航线与地形碰撞检查方法
US10228692B2 (en) 2017-03-27 2019-03-12 Gulfstream Aerospace Corporation Aircraft flight envelope protection and recovery autopilot
FR3081597B1 (fr) 2018-05-24 2021-07-30 Airbus Helicopters Procede et dispositif de determination et d'affichage d'une distance de securite d'un giravion en prenant en compte la hauteur des vagues
FR3109003B1 (fr) * 2020-04-07 2022-10-28 Airbus Helicopters Procédé et dispositif de gestion de risques et d’alertes

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3396391A (en) * 1963-12-20 1968-08-06 North American Rockwell Terrain-following system
US3934222A (en) * 1975-04-02 1976-01-20 Sundstrand Data Control, Inc. Terrain closure warning system with climb inhibit and altitude gain measurement
US4495483A (en) * 1981-04-30 1985-01-22 Sundstrand Corporation Ground proximity warning system with time based mode switching
JPS58145000A (ja) * 1982-02-04 1983-08-29 サンドストランド・デ−タ・コントロ−ル・インコ−ポレ−テツド 航空機のための対地接近警報装置
FR2740570A1 (fr) * 1984-06-28 1997-04-30 Dassault Electronique Procede et dispositif de suivi de terrain perfectionne pour aeronef
JPS6466512A (en) * 1987-09-07 1989-03-13 Furuno Electric Co Apparatus for forecasting altitude of aircraft
FR2689668B1 (fr) * 1992-04-07 1994-05-20 Dassault Electronique Procede et dispositif d'anti-collisions terrain pour aeronef.
DE69606804T2 (de) * 1995-06-20 2000-06-15 Honeywell, Inc. Integriertes System zur Grundkollisionsvermeidung
US6691004B2 (en) * 1995-07-31 2004-02-10 Honeywell International, Inc. Method for determining a currently obtainable climb gradient of an aircraft
FR2747492B1 (fr) * 1996-04-15 1998-06-05 Dassault Electronique Dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef avec prediction de virage
US5995903A (en) * 1996-11-12 1999-11-30 Smith; Eric L. Method and system for assisting navigation using rendered terrain imagery
GB2322611B (en) * 1997-02-26 2001-03-21 British Aerospace Apparatus for indicating air traffic and terrain collision threat to an aircraft
US6021374A (en) * 1997-10-09 2000-02-01 Mcdonnell Douglas Corporation Stand alone terrain conflict detector and operating methods therefor
FR2773609B1 (fr) * 1998-01-12 2000-02-11 Dassault Electronique Procede et dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef, a visualisation perfectionnee
WO2000048159A2 (en) * 1999-02-01 2000-08-17 Honeywell International Inc. Apparatus, methods and computer program product for the generation and use of a runway field clearance floor envelope about a selected runway
US6262679B1 (en) * 1999-04-08 2001-07-17 Honeywell International Inc. Midair collision avoidance system
US6833797B2 (en) * 2000-05-26 2004-12-21 Honeywell International Inc. Method, apparatus and computer program product for displaying terrain in rotary wing aircraft
FR2813963B1 (fr) * 2000-09-08 2002-11-15 Thomson Csf Perfectionnements a la visualisation de dispositifs d'anti collision terrain pour aeronef
US6480789B2 (en) * 2000-12-04 2002-11-12 American Gnc Corporation Positioning and proximity warning method and system thereof for vehicle
US6940994B2 (en) * 2001-03-09 2005-09-06 The Boeing Company Passive power line detection system for aircraft
US20030132860A1 (en) * 2001-09-21 2003-07-17 Honeywell International, Inc. Interface for visual cueing and control for tactical flightpath management
US6584383B2 (en) * 2001-09-28 2003-06-24 Pippenger Phillip Mckinney Anti-hijacking security system and apparatus for aircraft
FR2848661B1 (fr) * 2002-12-13 2005-03-04 Thales Sa Equipement anticollision terrain embarque a bord d'aeronef avec aide au retour en vol normal
US7064680B2 (en) * 2002-12-20 2006-06-20 Aviation Communications & Surveillance Systems Llc Aircraft terrain warning systems and methods
US9008870B2 (en) * 2003-03-14 2015-04-14 Aviation Communication & Surveillance Systems Llc Display for terrain avoidance
US7098810B2 (en) * 2003-04-22 2006-08-29 Honeywell International Inc. Aircraft autorecovery systems and methods
US7948404B2 (en) * 2003-05-27 2011-05-24 Honeywell International Inc. Obstacle avoidance situation display generator
US7236104B2 (en) * 2003-05-27 2007-06-26 Honeywell International Inc. Hybrid ground collision avoidance system
US6873269B2 (en) * 2003-05-27 2005-03-29 Honeywell International Inc. Embedded free flight obstacle avoidance system
FR2868852B1 (fr) * 2004-04-09 2006-06-30 Airbus France Sas Procede pour assurer la securite d'un aeronef volant horizontalement a faible vitesse
FR2870604B1 (fr) * 2004-05-18 2006-08-11 Airbus France Sas Procede et dispositif de securisation d'un vol a basse altitude d'un aeronef
FR2870514B1 (fr) * 2004-05-18 2006-07-28 Airbus France Sas Indicateur de pilotage determinant la pente maximale pour le pilotage d'un aeronef en suivi de terrain
US7337043B2 (en) * 2004-06-30 2008-02-26 Rockwell Collins, Inc. Terrain maneuver advisory envelope system and method
US7403132B2 (en) * 2005-04-21 2008-07-22 Honeywell International Inc. System and method for management of a ground obstacle display
EP1742132B1 (en) * 2005-06-22 2009-12-16 Saab Ab A method and a calculating unit for calculation of a recovery flight path
FR2895098B1 (fr) * 2005-12-20 2008-06-20 Thales Sa Systeme embarque de prevention des collisions d'un aeronef avec le terrain
US7917289B2 (en) * 2007-10-30 2011-03-29 Honeywell International Inc. Perspective view primary flight display system and method with range lines
FR2938683B1 (fr) * 2008-11-14 2012-06-15 Airbus France Procede et systeme d'evitement de terrain pour un aeronef
US8068038B2 (en) * 2009-02-05 2011-11-29 Honeywell International Inc. System and method for rendering a primary flight display having a conformal terrain avoidance guidance element

Also Published As

Publication number Publication date
US20080215197A1 (en) 2008-09-04
JP2009502620A (ja) 2009-01-29
DE602006008792D1 (de) 2009-10-08
CA2615843A1 (fr) 2007-02-01
JP5075822B2 (ja) 2012-11-21
BRPI0615964A2 (pt) 2011-05-31
FR2889342A1 (fr) 2007-02-02
ATE441143T1 (de) 2009-09-15
EP1907911B8 (fr) 2009-10-07
WO2007012749A1 (fr) 2007-02-01
EP1907911A1 (fr) 2008-04-09
FR2889342B1 (fr) 2010-11-19
US8190308B2 (en) 2012-05-29
EP1907911B1 (fr) 2009-08-26
CN101228491A (zh) 2008-07-23
CN100595711C (zh) 2010-03-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2362201C1 (ru) Способ и устройство для обнаружения опасности столкновения летательного аппарата с окружающей местностью
US7881866B2 (en) Airborne system for preventing collisions of an aircraft with the terrain
US8306678B2 (en) Devices and methods for filtering terrain and obstacle anti-collision alerts for aircraft
US7570177B2 (en) Aircraft terrain warning systems and methods
US7132960B2 (en) Approach monitoring and advisory system and method
JP6438108B2 (ja) 安全速度情報生成装置、安全速度生成方法、及びプログラム
US7881867B2 (en) Onboard system for the prevention of collisions of an aircraft with the ground with end-of-conflict indication
CN1140494A (zh) 为接近地面的飞机提供警报或报警信息的方法和装置
US11074823B2 (en) System for aiding the landing of an aircraft in a landing runway approach phase
WO2021005954A1 (ja) 走行ルート設定システム、走行ルート設定方法、及びプログラム
US9251711B2 (en) Method and device for the filtering of alerts originating from a collision detection system of an aircraft
EP1808737B1 (en) EGWPS flap position enhancement
KR20200070854A (ko) 근거리 컷-인 차량 판단 장치 및 그의 판단 방법과 그를 이용하는 차량
CA3157089A1 (en) Stationary status resolution system
CN114120716A (zh) 一种机场场面交通碰撞机载告警方法及系统
CN116572996B (zh) 一种车辆的控制方法、装置和无人驾驶车辆
CN111311968B (zh) 一种直升机近地告警方法和装置
JP6396647B2 (ja) 障害物検知装置及び障害物検知方法
CN117268365A (zh) 基于多定位系统矿区车辆定位及人员定位保护方法及系统
JP2010086443A (ja) 障害物距離検出装置
US20070115140A1 (en) Egpws flap position enhancement
US7337045B2 (en) Airborne windshear detection and warning system
CN114379801A (zh) 一种飞行汽车驾驶控制系统

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180726