RU2368954C2 - Method and system for prevention of aircraft collision with terrain relief - Google Patents
Method and system for prevention of aircraft collision with terrain relief Download PDFInfo
- Publication number
- RU2368954C2 RU2368954C2 RU2007119631/11A RU2007119631A RU2368954C2 RU 2368954 C2 RU2368954 C2 RU 2368954C2 RU 2007119631/11 A RU2007119631/11 A RU 2007119631/11A RU 2007119631 A RU2007119631 A RU 2007119631A RU 2368954 C2 RU2368954 C2 RU 2368954C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- terrain
- aircraft
- zone
- terrain relief
- altitude
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к средствам измерения, сигнализации и управления для широкого класса самолетов, вертолетов, беспилотных летательных аппаратов и в частности для маневренных самолетов.The proposed group of inventions relates to measuring, signaling and control systems for a wide class of aircraft, helicopters, unmanned aerial vehicles and in particular for maneuverable aircraft.
Значительное число авиационных происшествий с исправными воздушными судами различного назначения связано со столкновением с землей. Сложность предотвращения столкновения с землей обусловлена различными факторами: ошибками экипажа, отсутствием совершенных датчиков впереди лежащего рельефа местности, погрешностями измерителей. Особенно эта задача сложна для маневренных самолетов.A significant number of accidents with serviceable aircraft for various purposes are associated with a collision with the ground. The difficulty in preventing a collision with the ground is due to various factors: crew errors, lack of perfect sensors in front of the lying terrain, and errors of the meters. This task is especially difficult for maneuverable aircraft.
Предлагаемые средства измерения, управления и сигнализации предназначены для повышения безопасности полета вблизи земли.The proposed measurement, control and signaling devices are designed to improve flight safety near the ground.
Известна система раннего предупреждения близости земли (СРПБЗ РШПИ. 461535.004 РЭ-ЛУ ОАО "ВНИИРА"). Известна также система GCAS (ground collision avoidance system) - система предупреждения столкновения с землей для высокоманевренных самолетов. (Joint development of an auto GCAS, Donald E. Swihart.Artur F. Barfield, Flight Dinamics Directorate Wright Laboratory AFB OH 454333, Stockholm, Sweden). Известна группа изобретений "Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с землей и устройство на его основе" патент RU № 2262746 от 10.06.2004 г.The known system of early warning of proximity to land (SRPBZ RShPI. 461535.004 RE-LU JSC "VNIIRA"). Also known is the GCAS system (ground collision avoidance system) - a system for preventing collisions with the ground for highly maneuverable aircraft. (Joint development of an auto GCAS, Donald E. Swihart.Artur F. Barfield, Flight Dinamics Directorate Wright Laboratory AFB OH 454333, Stockholm, Sweden). A known group of inventions "Method for preventing collision of an aircraft with the ground and a device based on it" patent RU No. 2262746 from 10.06.2004,
В этих системах осуществляется мониторинг ("информационное сканирование") рельефа местности и определяется его профиль в упрежденной полосе по линии пути летательного аппарата, причем время упреждения задается априори.In these systems, monitoring (“information scanning”) of the terrain is carried out and its profile is determined in the pre-empted strip along the path of the aircraft, and the pre-emptive time is set a priori.
Недостатком этих систем является формирование зоны мониторинга рельефа местности без учета текущих динамических характеристик летательного аппарата (ЛА). Завышение времени упреждения приводит к снижению точности прогнозирования траектории полета, что снижает достоверность выдаваемых сигналов. Практика показывает большую вероятность выдачи ложных предупреждений (до 73%). Занижение времени упреждения приводит к пропускам сигналов опасности и, как следствие, к столкновению с землей.The disadvantage of these systems is the formation of a zone for monitoring the terrain without taking into account the current dynamic characteristics of the aircraft. Overstatement of lead time reduces the accuracy of forecasting flight paths, which reduces the reliability of the generated signals. Practice shows a high probability of issuing false warnings (up to 73%). Understating lead times leads to omissions of hazard signals and, as a result, to a collision with the ground.
Эта проблема усугубляется для маневренных летательных аппаратов, размер и конфигурация зоны мониторинга которых зависит от режима применения, параметров полета и может в частности иметь форму круга для случая крутого пикирования.This problem is exacerbated for maneuverable aircraft, the size and configuration of the monitoring zone of which depends on the application mode, flight parameters and may in particular have the shape of a circle for the case of a sharp dive.
Известна "Система предотвращения столкновения с землей" патент US № 4924401 от 08.05.1990 г.Known "System for preventing collisions with the earth" US patent No. 4924401 from 05/08/1990
В этой системе вычисляется потеря высоты при включении автоматического увода от земли, на основе которой вычисляется высота включения автоматического увода. При этом отсчет высоты включения автоматического увода осуществляется от некоторого уровня, который задается заранее и должен превышать высоту препятствий в районе полета. Это ограничивает возможности маневрирования и скрытного полета вблизи земли. Кроме того, траектория автоматического увода формируется без учета текущей располагаемой нормальной перегрузки автоматического управления ЛА, что может привести к критичной потере скорости ЛА.This system calculates the loss of height when you turn on the automatic removal from the ground, based on which the height of the inclusion of automatic removal is calculated. In this case, the altitude of the inclusion of automatic removal is counted from a certain level, which is set in advance and must exceed the height of the obstacles in the flight area. This limits the ability to maneuver and covert flight near the ground. In addition, the trajectory of automatic removal is formed without taking into account the current available normal overload of the automatic control of the aircraft, which can lead to a critical loss of speed of the aircraft.
В основу изобретения положено решение задачи предотвращения столкновения летательного аппарата с земной поверхностью при маневрировании вблизи земли.The basis of the invention is the solution to the problem of preventing collision of an aircraft with the earth's surface when maneuvering near the earth.
Эта задача решается путем вычисления высоты включения автоматического увода от земли с учетом высоты препятствий в зоне текущего маневра летательного аппарата и формирования траектории автоматического увода с учетом степени пересеченности рельефа местности в этой зоне и текущей располагаемой нормальной перегрузки автоматического управления ЛА.This problem is solved by calculating the height of the inclusion of automatic removal from the ground, taking into account the height of the obstacles in the area of the current maneuver of the aircraft and the formation of the trajectory of automatic removal, taking into account the degree of intersection of the terrain in this area and the current available normal overload of automatic control of the aircraft.
Особое значение предлагаемое изобретение имеет для маневренных самолетов, где задача обеспечения безопасности полета решается экипажем наряду с другими задачами по управлению самолетом и его системами.The present invention is of particular importance for maneuverable aircraft, where the task of ensuring flight safety is solved by the crew along with other tasks of controlling the aircraft and its systems.
Поставленная цель достигается тем, что в способе предотвращения столкновения летательного аппарата с рельефом местности, при котором измеряют параметры положения и движения летательного аппарата, вычисляют потерю высоты при включении автоматического увода, на основе которой вычисляют высоту включения автоматического увода, осуществляют автоматический увод от земли при снижении летательного аппарата до высоты включения автоматического увода, согласно изобретению определяют максимальную высоту рельефа местности в зоне мониторинга рельефа местности, относительно которой вычисляют высоту включения автоматического увода, а траекторию автоматического увода формируют в зависимости от пересеченности рельефа местности в этой зоне.This goal is achieved by the fact that in the method of preventing a collision of an aircraft with a terrain, in which the parameters of the position and movement of the aircraft are measured, the height loss is calculated when automatic retraction is turned on, based on which the height of the automatic retraction is calculated, and automatic removal from the ground is performed when the aircraft to the height of the inclusion of automatic removal, according to the invention determine the maximum height of the terrain in the monitoring zone of the terrain, relative to which the height of the inclusion of automatic removal is calculated, and the path of automatic removal is formed depending on the intersection of the terrain in this area.
Поставленная цель достигается также и тем, что в способе мониторинга рельефа местности, при котором предварительно запоминают базу данных рельефа местности, определяют параметры положения и движения летательного аппарата, определяют погрешность счисления координат местоположения летательного аппарата и вычисляют координаты границы зоны мониторинга рельефа местности, на основе которых и с использованием базы данных высот рельефа местности формируют в быстродействующем запоминающем устройстве временную базу данных высот рельефа местности, осуществляют мониторинг рельефа местности путем обработки данных временной базы данных высот рельефа местности, согласно изобретению вычисляют время упреждения, с учетом которого вычисляют координаты границы зоны мониторинга рельефа местности.This goal is also achieved by the fact that in the method of monitoring the terrain, in which the terrain database is previously stored, the parameters of the position and movement of the aircraft are determined, the error of the calculation of the coordinates of the location of the aircraft is determined, and the coordinates of the boundary of the monitoring zone of the terrain are calculated, based on which and using a database of elevation of the terrain, a temporary database of elevation of heights is formed in the high-speed storage device terrain, monitor the terrain by processing data from a temporary database of elevations of the terrain, according to the invention calculate the lead time, taking into account which the coordinates of the border of the monitoring zone of the terrain are calculated.
Поставленная цель достигается также и тем, что вычисляют постоянную времени контура управления высотой полета летательного аппарата, на основе которой вычисляют время упреждения.This goal is also achieved by calculating the time constant of the flight altitude control loop of the aircraft, on the basis of which the lead time is calculated.
Поставленная цель достигается также и тем, что определяют минимальную высоту рельефа местности в зоне мониторинга рельефа местности, вычисляют рассогласование между максимальной и минимальной высотами рельефа местности, вычисляют отношение указанного рассогласования к размеру зоны мониторинга рельефа местности в направлении полета, на основе которого вычисляют показатель пересеченности рельефа местности.The goal is also achieved by determining the minimum height of the terrain in the area of monitoring the terrain, calculating the mismatch between the maximum and minimum heights of the terrain, calculating the ratio of the indicated mismatch to the size of the monitoring zone of the terrain in the direction of flight, on the basis of which the cross-section indicator is calculated terrain.
Поставленная цель достигается также и тем, что в способе автоматического управления летательным аппаратом, при котором определяют параметры положения и движения летательного аппарата, формируют траекторию полета, осуществляют управление полетом летательного аппарата для выдерживания указанной траектории полета, согласно изобретению вычисляют располагаемую нормальную перегрузку летательного аппарата, на основе которой вычисляют располагаемую нормальную перегрузку автоматического управления и с учетом которой формируют траекторию полета летательного аппарата.This goal is also achieved by the fact that in the method of automatic control of the aircraft, in which the parameters of the position and movement of the aircraft are determined, the flight path is formed, the flight of the aircraft is controlled to maintain the specified flight path, according to the invention, the available normal load of the aircraft is calculated, on the basis of which the available normal overload of the automatic control is calculated and taking into account which the trajectory is formed th flight of the aircraft.
Описанный способ мониторинга рельефа местности реализуется с помощью системы мониторинга рельефа местности, содержащей навигационную систему, соединенную со средствами для запоминания и обработки данных рельефа местности, согласно изобретению она снабжена вычислителем, при этом вычислитель выполнен с возможностью вычисления времени упреждения, а средства для запоминания и обработки данных рельефа местности выполнены с возможностью вычисления координат границы зоны мониторинга рельефа местности с учетом времени упреждения.The described method for monitoring the terrain is implemented using a system for monitoring the terrain, containing a navigation system connected to means for storing and processing data of the terrain, according to the invention it is equipped with a calculator, while the calculator is configured to calculate lead time, and the means for storing and processing terrain data are configured to calculate the coordinates of the boundary of the monitoring zone of the terrain, taking into account the lead time.
Описанный способ предотвращения столкновения летательного аппарата с рельефом местности реализуется с помощью системы предотвращения столкновения летательного аппарата с рельефом местности, которая содержит измеритель абсолютной барометрической высоты полета, навигационную систему, соединенные с управляющим вычислителем, средства для запоминания и обработки данных рельефа местности, соединенные с навигационной системой и управляющим вычислителем, автопилот, соединенный с измерителем абсолютной барометрической высоты полета, навигационной системой и управляющим вычислителем, согласно изобретению средства для запоминания и обработки данных рельефа местности выполнены с возможностью определения максимальной и минимальной высот рельефа местности в зоне мониторинга рельефа местности, а управляющий вычислитель выполнен с возможностью вычисления высоты включения автоматического увода от земли с учетом максимальной высоты рельефа местности в зоне мониторинга рельефа местности, вычисления показателя пересеченности рельефа местности в этой зоне и формирования траектории автоматического увода в зависимости от показателя пересеченности рельефа местности.The described method for preventing a collision between an aircraft and a terrain is implemented using a collision avoidance system for an aircraft with a terrain, which contains an absolute barometric altitude meter, a navigation system connected to a control computer, and means for storing and processing terrain data connected to a navigation system and a control computer, an autopilot connected to an absolute barometric altitude meter, on the navigation system and the control computer, according to the invention, the means for storing and processing terrain data are configured to determine the maximum and minimum elevations of the terrain in the monitoring zone of the terrain, and the control computer is configured to calculate the height of the inclusion of automatic removal from the earth, taking into account the maximum height of the relief terrain in the zone of monitoring the terrain, calculating the indicator of the roughness of the terrain in this zone and the formation automatic removal trajectories depending on the roughness index of the terrain.
Описанный способ автоматического управления летательным аппаратом реализуется с помощью системы автоматического траекторного управления летательным аппаратом, содержащей навигационную систему, систему воздушных сигналов, систему ограничительных сигналов, соединенные с автопилотом, согласно изобретению она снабжена управляющей вычислительной системой, соединенной с навигационной системой, системой воздушных сигналов, системой ограничительных сигналов и автопилотом, при этом система ограничительных сигналов выполнена с возможностью вычисления располагаемой нормальной перегрузки летательного аппарата, а управляющая вычислительная система выполнена с возможностью вычисления располагаемой нормальной перегрузки автоматического управления и формирования траектории полета летательного аппарата с ее учетом.The described method of automatic control of an aircraft is implemented using an automatic trajectory control system of an aircraft, comprising a navigation system, an air signal system, a restriction signal system connected to an autopilot, according to the invention, it is provided with a control computer system connected to a navigation system, an air signal system, a system restrictive signals and autopilot, while the system of restrictive signals is made with possibly calculation of the available normal overload of the aircraft, and the control computer system is configured to calculate the available normal overload of automatic control and the formation of the flight path of the aircraft taking into account it.
Заявленное изобретение иллюстрируется приложенными графическими материалами на которых изображено:The claimed invention is illustrated by the attached graphic materials which depict:
Фиг.1 - блок-схема системы предотвращения столкновения летательного аппарата с рельефом местности,Figure 1 - block diagram of a system for preventing collision of an aircraft with a terrain,
фиг.2 - блок-схема системы мониторинга рельефа местности,figure 2 - block diagram of a monitoring system of the terrain,
фиг.3 - зона мониторинга рельефа,figure 3 - zone monitoring of the relief,
фиг.4 - фрагмент математического моделирования.figure 4 is a fragment of mathematical modeling.
Согласно предложенному способу мониторинга рельефа местности предварительно запоминают базу данных рельефа местности, определяют параметры положения и движения летательного аппарата, определяют погрешность счисления координат местоположения летательного аппарата, вычисляют время упреждения, с учетом которого вычисляют координаты границы зоны мониторинга рельефа местности, на основе которых и с использованием базы данных высот рельефа местности формируют в быстродействующем запоминающем устройстве временную базу данных высот рельефа местности, осуществляют мониторинг рельефа местности путем обработки данных временной базы данных высот рельефа местности.According to the proposed method for monitoring the terrain, the database of the terrain is preliminarily stored, the position and movement parameters of the aircraft are determined, the error in calculating the coordinates of the location of the aircraft is determined, the lead time is calculated, taking into account which the coordinates of the boundary of the terrain monitoring zone are calculated, based on which and using databases of elevations of the topography of the terrain form in a high-speed memory device a temporary database of heights of terrain, monitor the terrain by processing data from a temporary database of elevations of the terrain.
Вычисляют постоянную времени контура управления высотой полета летательного аппарата, на основе которой вычисляют время упреждения.The time constant of the aircraft flight altitude control loop is calculated, based on which the lead time is calculated.
Согласно предложенному способу предотвращения столкновения летательного аппарата с рельефом местности измеряют параметры положения и движения летательного аппарата, определяют максимальную высоту рельефа местности в зоне мониторинга рельефа местности, вычисляют потерю высоты при включении автоматического увода, на основе которых вычисляют высоту включения автоматического увода, осуществляют автоматический увод от земли при снижении летательного аппарата до высоты включения автоматического увода, а траекторию автоматического увода формируют в зависимости от пересеченности рельефа местности в этой зоне.According to the proposed method for preventing a collision between an aircraft and a terrain, the parameters of the position and movement of the aircraft are measured, the maximum height of the terrain in the monitoring zone of the terrain is determined, the loss of height when automatic retraction is turned on, based on which the height of the automatic retraction is calculated, and the land when lowering the aircraft to the height of inclusion of automatic removal, and the trajectory of automatic uv An ode is formed depending on the roughness of the terrain in this zone.
Определяют минимальную высоту рельефа местности в зоне мониторинга рельефа местности, вычисляют рассогласование между максимальной и минимальной высотами рельефа местности, вычисляют отношение указанного рассогласования к размеру зоны мониторинга рельефа местности в направлении полета, на основе которого вычисляют показатель пересеченности рельефа местности.The minimum height of the terrain in the area of monitoring the terrain is determined, the mismatch between the maximum and minimum heights of the terrain is calculated, the ratio of the indicated mismatch to the size of the monitoring zone of the terrain in the direction of flight is calculated, based on which the roughness index is calculated.
Согласно предложенному способу автоматического управления летательным аппаратом определяют параметры положения и движения летательного аппарата, вычисляют располагаемую нормальную перегрузку летательного аппарата, на основе которой вычисляют располагаемую нормальную перегрузку автоматического управления, с учетом которой формируют траекторию полета летательного аппарата, осуществляют управление полетом летательного аппарата для выдерживания указанной траектории полета.According to the proposed method for automatic control of an aircraft, the position and movement parameters of the aircraft are determined, the available normal overload of the aircraft is calculated, based on which the available normal overload of the automatic control is calculated, taking into account which the flight path of the aircraft is formed, the flight of the aircraft is controlled to maintain the specified path flight.
Система предотвращения столкновения летательного аппарата с рельефом местности содержит (см. фиг.1) систему воздушных сигналов 1, устройство мониторинга рельефа местности 2, управляющий вычислитель 3, автопилот 4 и систему ограничительных сигналов 5.The collision avoidance system of an aircraft with a terrain contains (see FIG. 1) an
Система мониторинга рельефа местности 2 содержит (см. фиг.1, 2) навигационную систему 6, средства для запоминания и обработки данных рельефа местности 7 и вычислитель времени упреждения 8.The
Первый и второй входы средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7 соединены с соответствующими выходами навигационной системы 6. Выходы средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7 являются выходами устройства 2. Вход вычислителя времени упреждения 8 соединен со вторым выходом навигационной системы 6, а его выход - с третьим входом средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7.The first and second inputs of the means for storing and processing
Первый выход системы воздушных сигналов 1 соединен с первым входом управляющего вычислителя 3. Второй выход системы воздушных сигналов 1 соединен с системой ограничительных сигналов 5. Третий выход навигационной системы 6 соединен со вторым входом управляющего вычислителя 3, третий и четвертый входы которого соединены с первым и вторым выходами средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7 соответственно. Четвертый выход навигационной системы 6 соединен с пятым входом управляющего вычислителя 3 и первым входом автопилота 4, второй вход которого соединен с выходом управляющего вычислителя 3, третий вход - с первым выходом системы воздушных сигналов 1, а четвертый вход - с выходом системы ограничительных сигналов 5.The first output of the
Средства для запоминания и обработки данных рельефа местности 7 содержат запоминающее устройство базы данных рельефа местности 9, преобразователь навигационной информации 10, вычислитель границ зоны мониторинга 11, быстродействующее запоминающее устройство временной базы данных рельефа местности 12, формирователь данных мониторинга рельефа 13.Means for storing and processing
Первый вход преобразователя навигационной информации 10 является первым входом средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7, он соединен с первым выходом навигационной системы 6. Второй вход преобразователя навигационной информации 10 соединен с первым выходом блока 9. Выход преобразователя навигационной информации 10 соединен с первым входом вычислителя границ зоны мониторинга 11. Второй вход вычислителя границ зоны мониторинга 11, являющийся соответствующим входом средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7, соединен со вторым выходом навигационной системы 6. Третий вход вычислителя границ зоны мониторинга 11, являющийся соответствующим входом средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7, соединен с выходом вычислителя времени упреждения 8. Первый выход вычислителя границ зоны мониторинга 11 соединен со входом запоминающего устройства базы данных рельефа местности 9, второй выход которого соединен со входом быстродействующего запоминающего устройства временной базы данных рельефа местности 12, выход которого соединен со входом формирователя данных мониторинга рельефа 13. Выход формирователя данных мониторинга рельефа 13 является первым выходом средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7 и устройства 2. Второй выход вычислителя границ зоны мониторинга 11 является вторым выходом средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7 и устройства 2.The first input of the
Управляющий вычислитель 3 содержит формирователь показателя пересеченности рельефа местности 14, формирователь управляющих сигналов 15 и вычислитель располагаемой нормальной перегрузки автоматического управления 16.The
Первый вход формирователя 15 является соответствующим входом управляющего вычислителя 3, он соединен с первым выходом системы воздушных сигналов 1. Второй вход формирователя 15 является соответствующим входом управляющего вычислителя 3, он соединен с третьим выходом навигационной системы 6. Третий вход формирователя 15 является соответствующим входом управляющего вычислителя 3, он соединен с выходом формирователя высот рельефа 13. Четвертый вход формирователя 15 является пятым входом управляющего вычислителя 3, он соединен с четвертым выходом навигационной системы 5. Пятый и шестой входы формирователя 15 соединены с выходами блоков 14, 16 соответственно. Выход формирователя 15 является выходом управляющего вычислителя 3, он соединен со вторым входом автопилота 4.The first input of the
Первый и второй входы формирователя показателя пересеченности рельефа местности 14 соединены с первым и вторым выходами средств для запоминания и обработки данных рельефа местности 7, а его выход - с пятым входом формирователя 15.The first and second inputs of the shaper of the indicator of
Возможность осуществления изобретения иллюстрируется на примере системы предотвращения столкновения с землей маневренного самолета. Этот пример не должен рассматриваться ни как ограничивающий объем изобретения, ни как предпочтительная для всех случаев форма его реализации.The possibility of carrying out the invention is illustrated by the example of a collision avoidance system for a maneuverable aircraft. This example should not be construed either as limiting the scope of the invention, or as the preferred form of its implementation for all cases.
В навигационной системе 1 формируются:In the
- координаты местоположения ЛА в земной системе координат (ЗСК) - 1 выход;- the coordinates of the location of the aircraft in the Earth's coordinate system (ZSC) - 1 output;
земная скорость ЛА, путевой угол, СКО определения координат ЛА (V, Ψ, σ) - 2 выход;aircraft ground speed, ground angle, standard deviation for determining the coordinates of the aircraft (V, Ψ, σ) - 2 output;
- земная скорость, вертикальные скорость и ускорение ЛА (V, Vy, Ay) - 3 выход;- Earth speed, vertical speed and aircraft acceleration (V, Vy, Ay) - 3 output;
- углы крена и наклона траектории (γ, θ) - 4 выход.- roll angles and inclination of the trajectory (γ, θ) - 4 output.
В системе ограничительных сигналов 5 формируется располагаемая нормальная перегрузка ЛА с использованием информации о скоростном напоре с блока 1.In the system of
Nурасп=Cурасп·q·K5,N urasp = C uraspq q K5,
где Сурасп - располагаемый коэффициент подъемной силы;where C osp - the available coefficient of lift;
q - скоростной напор;q - velocity head;
К5 - константа для данного типа ЛА.K5 is a constant for this type of aircraft.
В преобразователе навигационной информации 10 осуществляется пересчет координат положения летательного аппарата с блока 6 из земной системы координат (ЗСК) в систему координат базы данных рельефа местности (цифровой карты местности - СКЦКМ) с учетом земных координат начала отсчета цифровой карты, которые поступают с первого выхода блока 6.In the
В вычислителе времени упреждения 8 вычисляется постоянная времени контура управления высотой полета ЛА -Тн, которая определяется динамическими характеристиками ЛА. В таблице 1 приведен пример зависимости Тн от скорости полета:In the
Указанная зависимость аппроксимируется в блоке 8 в функции земной скорости летательного аппарата.The indicated dependence is approximated in
На основе постоянной времени контура управления высотой полета ЛА -Тн вычисляется время упреждения Тu в виде:Based on the time constant of the flight altitude control loop of the aircraft, Тн, the lead time Тu is calculated in the form:
где Т1=Ku·Тн; Ku, T0 - константыwhere T1 = K u · Tn; K u , T0 - constants
Для маневренного ЛА Тu=10-15 с.For maneuverable aircraft, Tu = 10-15 s.
В вычислителе 11 вычисляются координаты границы зоны мониторинга в системе координат цифровой карты местности (СКЦКМ) по следующей информации:In the
- времени упреждения с вычислителя 8;- lead time from the
- земной скорости, путевом угле ЛА, погрешности счисления координат ЛА с блока 6;- earth speed, ground angle of the aircraft, errors in the calculation of the coordinates of the aircraft from
- координатам местоположения ЛА в СКЦКМ с блока 10.- the coordinates of the location of the aircraft in the SCCC from
В качестве примера определим зону мониторинга в виде прямоугольника, ось симметрии которого совпадает с вектором скорости ЛА (фиг.3).As an example, we define the monitoring zone in the form of a rectangle, the axis of symmetry of which coincides with the velocity vector of the aircraft (Fig. 3).
Размер прямоугольника по линии пути (дальность упреждения) равенThe size of the rectangle along the path line (lead distance) is
Du=Tu·V,D u = Tu · V,
где V - земная скорость летательного аппарата, Тu - время упреждения.where V is the ground speed of the aircraft, Tu is the lead time.
Ширина прямоугольника Вu=6σ,The width of the rectangle In u = 6σ,
где σ - СКО определения координат ЛА.where σ is the standard deviation of determining the coordinates of the aircraft.
Так, для времени упреждения Тu=15 с и скорости 200 м/с дальность упреждения равна 3 км.So, for the lead time Tu = 15 s and a speed of 200 m / s, the lead distance is 3 km.
Координаты угловых точек (А, Б, С, Д) в путевой СК равны:The coordinates of the corner points (A, B, C, D) in the track SK are:
Координата хП каждой из точек: 
Координата zП каждой из точек: 
Координаты угловых точек в переносной СКЦКМ (с началом в точке текущего местоположения ЛА):The coordinates of the corner points in the portable SKCCM (with the beginning at the point of the current location of the aircraft):
Координата хСК каждой из точек: 
Координата zСК каждой из точек: 
где Ψ - путевой угол.where Ψ is the track angle.
Координаты угловых точек в СКЦКМ имеют вид:The coordinates of the corner points in the SCCCM are:
где ХСКЦКМ, ZСКЦКМ - координаты местоположения ЛА в СКЦКМ, определяемые в блоке 10.where X SCCCM , Z SCCCM - the coordinates of the location of the aircraft in the SCCC, determined in
Границы зоны в СКЦКМ будут определяться прямыми линиями, связывающими указанные точки.The boundaries of the zone in the SCCCM will be determined by straight lines connecting the indicated points.
Указанные координаты границы зоны мониторинга поступают с первого выхода блока 11 в блок 9, откуда в блок 12 поступают значения высот рельефа местности для точек карты (элементов базы данных рельефа местности), лежащих внутри зоны мониторинга. Упрежденная дальность со второго выхода блока 11 поступает на четвертый вход блока 3.The specified coordinates of the border of the monitoring zone come from the first output of
В формирователе высот рельефа 13 осуществляется выбор наибольшего (Ymax) и наименьшего (Ymin) значений из временной базы данных высот рельефа, которая поступает на вход блока 13.In the elevator of the elevation of
В формирователе показателя пересеченности рельефа местности 14 вычисляется отношение разности максимальной и минимальной высот к величине дальности упреждения:In the shaper of the
Uп.п.=(Ymax-Ymin)·57.3/Du (град);Upp. = (Ymax-Ymin) · 57.3 / Du (city);
Показатель пересеченности рельефа местности формируется следующим образом:The terrain roughness indicator is formed as follows:
В блоке 16 формируется располагаемая нормальная перегрузка автоматического управления по информации о располагаемой нормальной перегрузке с блока 5.In
где К 16 -константа для данного типа ЛА; where
Nупр - константа для данного типа ЛА - предельное значение перегрузки автоматического управления.Nupr - constant for this type of aircraft - the limit value of the automatic control overload.
В блоке 15 команда на включение автоматического увода формируется путем сравнения абсолютной барометрической высоты полета с измерителя 1 (Нб) с высотой включения автоматического увода (Hay):In
Нб≤Нау,Nb≤Now
где Нау=Ноп+Ymax+Нпв;where Nau = Nop + Ymax + Npv;
Ноп - заданный запас по высоте;Nop - a given margin in height;
Нпв - потеря высоты при включении автоматического увода (вычисляется аналогично изобретению по патенту US 4924401 от 08.05.1990 г.);NPV - loss of height when you turn on automatic removal (calculated similarly to the invention according to the patent US 4924401 from 05/08/1990);
Ymax - максимальная высота рельефа местности в зоне мониторинга.Ymax is the maximum elevation of the terrain in the monitoring zone.
В блоке 15 также формируются сигналы траекторного управления по информации с блоков 14,16:In
Заданный крен, G зад=0;Preset roll, G ass = 0;
Заданный угол наклона траектории (25 град для горного рельефа, 15 град - для пересеченного), при этом для предотвращения выхода за минимальное значение скорости указанные величины уменьшаются (например в 1.5 раза) при Ny распау<0.8Nупр.The predetermined angle of inclination of the trajectory (25 degrees for mountainous terrain, 15 degrees for rugged), while to prevent reaching the minimum speed value, these values decrease (for example, 1.5 times) when Ny decay <0.8Ncont.
Автопилот 4 при поступлении команды с блока 15 осуществляет
приведение ЛА к нулевому крену;reduction of aircraft to zero roll;
вывод ЛА на заданный угол наклона траектории;aircraft output at a given angle of inclination of the trajectory;
стабилизацию скорости полета в заданном диапазоне скоростей, например 150-200 м/с).stabilization of flight speed in a given speed range, for example 150-200 m / s).
Автопилот 4 при снятии команды с блока 15 осуществляет
приведение ЛА к горизонту с последующей стабилизацией барометрической высоты.bringing the aircraft to the horizon with subsequent stabilization of the barometric altitude.
Эффективность использования системы предотвращения столкновения летательного аппарата с землей подтверждена результатами математического моделирования в эксплуатационном диапазоне скорости полета, углов крена и тангажа, с использованием цифровой карты рельефа местности района Кавказа.The effectiveness of using the system to prevent collision between an aircraft and the ground is confirmed by the results of mathematical modeling in the operational range of flight speed, roll angles and pitch using a digital map of the terrain of the Caucasus region.
На фиг.4 представлен фрагмент математического моделирования - процесс пикирования ЛА с углом наклона траектории 30 град при полете над пересеченным рельефом местности, Ноп=100 м.Figure 4 presents a fragment of mathematical modeling - the process of diving aircraft with an angle of inclination of the trajectory of 30 degrees when flying over a rugged terrain, Hop = 100 m
Обозначено:It is designated:
- Wkm - земная скорость (км/ч).- Wkm - Earth speed (km / h).
- Hsaf - высота включения автоматического увода (м);- Hsaf - height of inclusion of automatic removal (m);
- Hsam - абсолютная высота полета (м);- Hsam - absolute flight altitude (m);
- Unt - текущий угол наклона траектории (град);- Unt - the current angle of inclination of the trajectory (degrees);
- Ny - текущая нормальная перегрузка (ед);- Ny - current normal overload (units);
- Yup -мажоранта рельефа местности (м);- Yup - majorant of the terrain (m);
- Ysa - текущая высота рельефа местности (м).- Ysa - current elevation of the terrain (m).
Итоговые характеристики представлены в табл.2.The final characteristics are presented in table.2.
Wkm=750 км/ч - земная скорость на момент начала увода ЛА;
Hsam=928 m - абсолютная высота на момент начала увода ЛА;
Unt=-30 град - угол наклона траектории на момент начала увода ЛА;
Ау=-2.1 м/с2 - вертикальное ускорение на момент начала увода ЛА;
Nyma=4.0 - максимальная нормальная перегрузка;
Vmm=669 км/ч - минимальное значение земной скорости;
Hmi=283 м - минимальная высота ЛА относительно рельефа.Where:
Wkm = 750 km / h - ground speed at the time of the start of the aircraft withdrawal;
Hsam = 928 m is the absolute height at the time of the start of the aircraft withdrawal;
Unt = -30 deg - the angle of inclination of the trajectory at the time of the start of the aircraft;
Au = -2.1 m / s 2 - vertical acceleration at the time of the start of the aircraft withdrawal;
Nyma = 4.0 - maximum normal overload;
Vmm = 669 km / h - the minimum value of the earth's speed;
Hmi = 283 m - the minimum height of the aircraft relative to the terrain.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007119631/11A RU2368954C2 (en) | 2007-05-28 | 2007-05-28 | Method and system for prevention of aircraft collision with terrain relief |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007119631/11A RU2368954C2 (en) | 2007-05-28 | 2007-05-28 | Method and system for prevention of aircraft collision with terrain relief |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007119631A RU2007119631A (en) | 2008-12-10 |
| RU2368954C2 true RU2368954C2 (en) | 2009-09-27 |
Family
ID=41169762
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007119631/11A RU2368954C2 (en) | 2007-05-28 | 2007-05-28 | Method and system for prevention of aircraft collision with terrain relief |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2368954C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2664090C1 (en) * | 2017-08-08 | 2018-08-15 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Method and system of prevention of the manned flying machine collision with the earth surface, multifunctional, maneuvered airplane with the warning system of collision with earth surface |
| RU2671613C1 (en) * | 2017-11-21 | 2018-11-02 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Method and system for formation of assessment of aircraft flight absolute height, multifunctional maneuvering plane equipped therewith |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108154715B (en) * | 2016-12-02 | 2022-02-25 | 上海航空电器有限公司 | Lateral collision monitoring method |
-
2007
- 2007-05-28 RU RU2007119631/11A patent/RU2368954C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2664090C1 (en) * | 2017-08-08 | 2018-08-15 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Method and system of prevention of the manned flying machine collision with the earth surface, multifunctional, maneuvered airplane with the warning system of collision with earth surface |
| RU2671613C1 (en) * | 2017-11-21 | 2018-11-02 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Method and system for formation of assessment of aircraft flight absolute height, multifunctional maneuvering plane equipped therewith |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007119631A (en) | 2008-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11049407B2 (en) | Systems and methods for conflict detection using position uncertainty | |
| 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 | |
| US6088654A (en) | Terrain anti-collision process and device for aircraft, with improved display | |
| CN109903592B (en) | High-precision aircraft automatic near-ground collision avoidance system terrain scanning method based on error theory | |
| CN101228490B (en) | Method and device and aircraft for making secure low altitude automatic flight | |
| US8126600B2 (en) | Method and apparatus for improving pilot situational awareness during flare to touchdown | |
| US8615337B1 (en) | System supporting flight operations under instrument meteorological conditions using precision course guidance | |
| US20070265776A1 (en) | Airborne system for preventing collisions of an aircraft with the terrain | |
| US20070290918A1 (en) | System for detecting obstacles in the vicinity of a touchdown point | |
| US7321813B2 (en) | Anticollision equipment on board an aeroplane with normal flight reversion aid | |
| US8249799B2 (en) | Method and device for aiding navigation for an aircraft in relation to obstacles | |
| US20010013836A1 (en) | Apparatus for indicating air traffic and terrain collision threat to an aircraft | |
| US7881867B2 (en) | Onboard system for the prevention of collisions of an aircraft with the ground with end-of-conflict indication | |
| US10417920B2 (en) | Method and system for aiding landing of an aircraft | |
| RU2301456C1 (en) | Method of prevention of collision of flying vehicle with ground and device functioning on basis of this method | |
| JPH07257494A (en) | Aircraft collision avoiding device | |
| KR101274172B1 (en) | Collision avoidance device and collision avoidance method | |
| US10384800B2 (en) | Method and system for aiding landing of an aircraft | |
| US7274308B2 (en) | EGPWS flap position enhancement | |
| RU2368954C2 (en) | Method and system for prevention of aircraft collision with terrain relief | |
| RU2465652C1 (en) | Method of warning about aircraft location relative to landing strips during approaching to land and moving after landing | |
| US8504224B2 (en) | Method of monitoring atmospheric areas for an aircraft | |
| US10410528B2 (en) | Method and system for aiding landing of an aircraft | |
| WO2009029005A2 (en) | Aircraft vortex safety method | |
| RU49297U1 (en) | INFORMATION AND MANAGEMENT COMPLEX OF AIRCRAFT |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160529 |