RU2459266C2 - Устройство и способ защиты от проникновений в отсеки шасси летательного аппарата - Google Patents
Устройство и способ защиты от проникновений в отсеки шасси летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2459266C2 RU2459266C2 RU2009142991/08A RU2009142991A RU2459266C2 RU 2459266 C2 RU2459266 C2 RU 2459266C2 RU 2009142991/08 A RU2009142991/08 A RU 2009142991/08A RU 2009142991 A RU2009142991 A RU 2009142991A RU 2459266 C2 RU2459266 C2 RU 2459266C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- calculator
- compartment
- detection
- penetration
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 12
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 5
- 230000035515 penetration Effects 0.000 claims description 28
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 claims description 10
- 230000004913 activation Effects 0.000 claims description 8
- 230000009849 deactivation Effects 0.000 claims description 7
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 5
- 230000008707 rearrangement Effects 0.000 claims description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 4
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 101000799969 Escherichia coli (strain K12) Alpha-2-macroglobulin Proteins 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000011664 signaling Effects 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 230000000803 paradoxical effect Effects 0.000 description 1
- 230000007420 reactivation Effects 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0015—Devices specially adapted for the protection against criminal attack, e.g. anti-hijacking systems
- B64D45/0051—Devices specially adapted for the protection against criminal attack, e.g. anti-hijacking systems by monitoring passengers or crew on aircraft
- B64D45/0056—Devices specially adapted for the protection against criminal attack, e.g. anti-hijacking systems by monitoring passengers or crew on aircraft detecting passenger or crew behavior by sensors, e.g. biometrics
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0015—Devices specially adapted for the protection against criminal attack, e.g. anti-hijacking systems
- B64D45/0051—Devices specially adapted for the protection against criminal attack, e.g. anti-hijacking systems by monitoring passengers or crew on aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Alarm Systems (AREA)
- Patch Boards (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Tents Or Canopies (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Объектом настоящего изобретения является устройство защиты от проникновении в отсеки шасси летательного аппарата. Технический результат - повышение безопасности летательных аппаратов. Согласно изобретению используются, по меньшей мере, один датчик, по меньшей мере, для одного отсека с охватом, по меньшей мере, входной зоны отсека, соединенный с вычислителем (6), выполненным с возможностью обработки данных, поступающих от датчика (4), для детектирования проникновения объекта и генерирования информации о наличии проникновения, приспособленной для запуска тревожного сигнала (8), причем вычислитель (6) соединен с устройством (9) выдачи информации о фазах полета или о путевой скорости летательного аппарата, а устройство содержит средства, выполненные с возможностью изменения статуса детектирования из активного режима в неактивный режим в зависимости от упомянутой информации о фазах полета и/или о путевой скорости. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Настоящее изобретение касается устройства и способа подачи тревоги в случае попадания посторонних объектов в отсеки шасси летательных аппаратов.
Нередко нелегальные мигранты рискуют своей жизнью, прячась в отсеках шасси пассажирских самолетов на международных рейсах.
Нехватка кислорода и критическая температура ниже -40°С на высоте в большинстве случаев делает такое путешествие чрезвычайно опасным и даже смертельным. Как показывает опыт, лишь немногие нелегальные пассажиры смогли выжить при таком перелете.
Как ни парадоксально это может показаться, попасть на самолет при помощи кинематических устройств отсеков шасси не составляет особого труда.
Этот риск еще больше возрастает в аэропортах, где за окружающей местностью ведется слабое наблюдение, что облегчает доступ нелегалов к летательному аппарату.
Как правило, авиационные компании производят проверку отсеков шасси во время осмотра самолета перед взлетом, однако такая проверка не является эффективной по двум причинам:
- на некоторых широкофюзеляжных самолетах отсеки шасси занимают огромное пространство, что затрудняет осмотр из-за наличия множества закоулков, особенно если осмотр производится ночью;
- наконец, как показывает опыт, большинство нелегалов проникают во время фазы взлета, в частности, при установке самолета на линию взлета перед увеличением оборотов двигателей.
Кроме того, в большинстве случаев пассажирские самолеты, совершающие рейсы из стран с большим уровнем нелегальной эмиграции, взлетают ночью, что еще больше затрудняет определения местонахождения желающих совершить нелегальный перелет.
Другая проблема связана с обеспечением безопасности, так как легкость доступа в отсеки самолета перед взлетом и затруднение осмотра могут создавать риски для безопасности полета.
Настоящее изобретение ставит перед собой задачу предложить систему, позволяющую защитить самолет от потенциальных проникновений, не только чтобы спасти жизнь лицам, желающим попасть внутрь отсеков шасси, но также чтобы повысить безопасность летательных аппаратов.
В этой связи объектом настоящего изобретения является устройство защиты от проникновений в отсеки шасси летательного аппарата, отличающееся тем, что содержит, по меньшей мере, один датчик, по меньшей мере, для одного отсека с охватом, по меньшей мере, входной зоны отсека, соединенный с вычислителем, выполненным с возможностью обработки данных, поступающих от датчика, для детектирования проникновения объекта и генерирования информации о наличии проникновения, приспособленной для запуска тревожного сигнала, при этом вычислитель соединен с устройством выдачи информации о фазах полета или о путевой скорости летательного аппарата, при этом устройство содержит средства, выполненные с возможностью изменения статуса детектирования из активного режима в неактивный режим в зависимости от упомянутой информации о фазах полета и/или о путевой скорости.
Кроме того, объектом изобретения является способ детектирования проникновения, по меньшей мере, в один отсек шасси летательного аппарата, содержащий:
- контроль за входной зоной отсека при помощи устройства, содержащего, по меньшей мере, один датчик, соединенный с вычислителем детектирования и подтверждения,
- обработку данных, поступающих от датчика, на уровне вычислителя для выявления признака, характеризующего проникновение в упомянутый отсек,
- запуск тревожного сигнала, когда проникновение детектировано,
- определение диапазонов активации контроля и диапазонов деактивации контроля в зависимости от данных, поступающих, по меньшей мере, от одного вычислителя авионики, выдающего данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость летательного аппарата, и
- подтверждение тревожного сигнала, когда данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость, определены как совместимые с диапазоном активации контроля.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительных примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - схематичный вид летательного аппарата, оборудованного устройством в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2 - детальный вид люка шасси летательного аппарата и входной зоны отсека шасси.
Фиг.3 - схематичное представление фаз полета и фаз работы устройства в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.4 - упрощенная схема устройства в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.5А и 5В - блок-схемы примеров интегрирования устройства в соответствии с настоящим изобретением в архитектуру авионики.
Как показано на фиг.1 и 2, устройство защиты от проникновений в отсеки 3 шасси 2 летательного аппарата 1 в соответствии с настоящим изобретением содержит, по меньшей мере, для одного отсека шасси, по меньшей мере, один датчик 4, с охватом, по меньшей мере, входной зоны отсека, соединенный с вычислителем 6, выполненным с возможностью обработки данных, поступающих от датчика 4.
Задачей системы не является осуществление контроля зоны, в данном случае отсеков шасси, а скорее она должна действовать как система антипроникновения.
Предпочтительно устройство защиты, показанное на фиг.1, содержит множество бортовых датчиков 4 внутри отсеков шасси и имеющих зоны детектирования, обращенные наружу отсеков шасси.
На фиг.2 в заштрихованном виде показан пример входной зоны 5 отсека шасси летательного аппарата, причем эта входная зона является зоной особого контроля.
Устройство в соответствии с настоящим изобретением использует бортовые датчики типа инфракрасного датчика, или радара, или лазера, или типа «умной» видеосистемы с применением детектирования движения, или комбинации нескольких технологий, в частности комбинацию датчика-радара и инфракрасного датчика, чтобы, как показано на фиг.4, выдавать данные, приспособленные для детектирования проникновения объекта 7 и генерирования информации о наличии или отсутствии проникновения, приспособленной для запуска тревожного сигнала 8.
В случае инфракрасных датчиков их можно располагать таким образом, чтобы контролировать внутреннее пространство отсека шасси.
В случае датчиков типа датчика-радара датчики, расположенные внутри отсека, имеют зону охвата, направленную в сторону отверстия отсека, и их дальность детектирования можно легко ограничить внутренней зоной отсека шасси, особенно в случаях, когда эти датчики оборудованы электроникой детектирования, которая подавляет отраженные сигналы, соответствующие присутствию движущихся лиц или предметов на расстоянии от входа отсека шасси.
Эта радарная технология является наиболее приспособленной, так как она позволяет ограничивать дальность детектирования внутренней зоной отсека шасси и избежать, таким образом, несвоевременных тревожных сигналов.
Согласно принципу изобретения датчик или датчики 4 выдают в вычислитель 6 данные, характеризующие присутствие или отсутствие движущегося элемента на уровне входа в отсек шасси, вычислитель обрабатывает эти данные для подтверждения, что детектированный объект соответствует проникновению, и в зависимости от подтверждения окружающих условий, таких как путевая скорость или фазы полета аппарата, вычислитель запускает или нет тревожный сигнал 8 в соответствии с тем, что он определяет являются ли окружающие условия такими, чтобы детектирование можно было считать подтвержденным или нет.
В рамках изобретения датчик 4 может быть простым датчиком, который непрерывно посылает данные типа аналоговых, такие как измерение температуры в случае инфракрасного датчика, видео кадра в случае видео датчика, при этом вычислитель содержит средства обработки, выполненные с возможностью детектировать и дифференцировать проникновение от нормального измерения.
Датчик 4 может быть также датчиком, оборудованным электроникой детектирования и формирования таким образом, чтобы датчик направлял в вычислитель данные, характеризующие проникновение, когда детектирован подтвержденный объект.
В этом последнем случае датчики могут посылать данные типа информационного кадра и могут быть параллельно соединены с коммуникационной шиной типа информационной шины, что облегчает подсоединение устройства проводами и позволяет даже соединять датчики 4 и вычислитель 6 через уже существующую на летательном аппарате коммуникационную шину.
Устройство защиты в соответствии с настоящим изобретением выполнено таким образом, что вычислитель 6 соединен с устройством 9 выдачи информации о фазах полета летательного аппарата.
Далее со ссылками на фиг.5А и 5В следует описание двух вариантов выполнения изобретения в зависимости от того, соединен вычислитель 6 с централизованным устройством или нет.
На фиг.5А показан пример выполнения, при котором устройство выдачи информации содержит централизованное сигнальное устройство 13 управления тревожными сигналами на борту летательного аппарата, осуществляющее управление приоритетами тревожных сигналов и выполненное с возможностью скрывать некоторые типы тревожных сигналов во время критических фаз, таких как взлет и посадка летательного аппарата, и с которым соединен вычислитель 6.
На фиг.5В показан вариант выполнения, при котором устройство в соответствии с настоящим изобретением содержит свои собственные средства визуального отображения, при этом устройство 9 выдачи информации является панелью в кабине экипажа, на которой группируется вся информация тревожных сигналов.
Как показано на фиг.5А, устройство в соответствии с настоящим изобретением соединено на входе с несколькими приборами.
С одной стороны, оно соединено с вычислителями 14 (ADIRU: Air Data Inertial Reference Unit согласно англо-саксонской терминологии), которые являются бортовыми вычислителями, выдающими большое количество базовых данных в авионику, в частности данные о путевой скорости самолета (Ground speed).
ADIRU 1 и 2 посылают данные о путевой скорости в вычислитель 6. Эта путевая скорость позволяет изменить статус детектирования устройства на неактивный режим или на активный режим. ADIRU 1 используют в качестве первичного источника, ADIRU 2 используют в аварийном режиме в случае выхода из строя ADIRU 1.
Вычислитель 6 в соответствии с настоящим изобретением содержит свои собственные внутренние часы и, кроме того, соединен с бортовым часовым генератором CLOCK 10, выдающим время GMT, позволяющее синхронизировать внутренние часы устройства в соответствии с настоящим изобретением.
Вычислитель 6 содержит системный блок 17 (BITE: Built In test Equipment) автоматического тестирования, отвечающий нормам авионики и интегрированный в вычислители авионики, выполненный с возможностью передачи сообщения об ошибке (FAULT) в случае неисправности упомянутого вычислителя для включения индикатора ошибки 18 на уровне кабины экипажа.
Этот блок осуществляет этапы автоматического тестирования устройства и обеспечивает визуальное отображение в случае детектирования неисправностей.
На выходе вычислитель 6 соединен с централизованным прибором управления тревожными сигналами самолета (FWS: Flight Warning System), являющимся частью бортовой системы управления тревожными сигналами (ECAM: Electronic Centralised Aircraft Monitoring), содержащий экран 9 контроля тревожных сигналов (EWD: ECAM Warning Display).
Устройство в соответствии с настоящим изобретением должно информировать пилотов или обслуживающий персонал в случае проникновения в ночное время.
Как показано в примере на фиг.5А, эта информация ретранслируется централизованной системой 13, называемой FWS.
Эта система управляет всеми тревожными сигналами, генерируемыми на борту, и осуществляет также управление приоритетами, чтобы избежать наложения тревожных сигналов. Например, тревожный сигнал об уровне масла никогда не поступит с наложением на сигнал о возгорании двигателя, который является намного более критичным.
Кроме этого управления уровнем критичности, FWS скрывает некоторые тревожные сигналы во время критических фаз, таких как взлет и посадка.
Все пассажирские самолеты оборудованы этой централизованной сигнальной системой. Вместе с тем, стандарты FWS могут отличаться в зависимости от типов самолета. Например, для прямого подключения новой системы к FWS необходимо, чтобы FWS была оборудована соответствующим стандартом для распознавания этой новой системы.
В случае, показанном на фиг.5, FWS оборудована соответствующим стандартом, и в этом случае к ней можно подключить устройство в соответствии с настоящим изобретением.
Вычислитель 6 устройства в соответствии с настоящим изобретением направляет в FWS следующую информацию:
- тревожный сигнал или тревожные сигналы;
- местонахождение тревоги (центральное шасси, левое боковое шасси, переднее шасси и т.д.);
- свои сообщения о неисправностях.
В случае детектирования неисправности вычислитель 6 включает также индикатор FAULT в кабине экипажа.
Как показано на фиг.5А, устройство дополнительно содержит двухпозиционную кнопку включения/выключения 11, находящуюся в кабине экипажа и соединенную с вычислителем 6.
Эта кнопка позволяет полностью отключить систему в случае серьезной неисправности или когда оператор не хочет использовать систему (например, в случае технического обслуживания).
Наконец, устройство дополнительно содержит однопозиционную кнопку 12, находящуюся в кабине экипажа и соединенную с вычислителем 6 для выключения или обнуления тревожного сигнала.
Устройство в соответствии с настоящим изобретением предпочтительно оборудовано собственным подзаряжаемым источником энергии 16. Этим источником может быть батарея, суперконденсатор или другое аналогичное устройство. Этот собственный источник энергии подзаряжается от электрического генератора 19 самолета (например, 115 В переменного тока).
В случае, показанном на фиг.5В, FWS не имеет соответствующего стандарта, и тревожный сигнал, выдаваемый устройством в соответствии с настоящим изобретением, генерирует не централизованное средство.
Поэтому устройство в соответствии с настоящим изобретением предпочтительно имеет две архитектуры, первая из которых интегрирована с подключением к FWS, а вторая работает в автономном режиме со генерированием специального тревожного сигнала без участия FWS.
Чтобы компенсировать отсутствие подключения к FWS, которая, как было указано выше, управляет определенным числом приоритетов, необходимо добавить специальное подключение, которое позволяет убедиться, что система отключена во время фаз взлета (даже в случае неисправности ADIRU) и что во время критической фазы не происходит наложение тревожного сигнала.
Для этого на входе добавляют дополнительное соединение с одним из вычислителей 15 управления тревожными сообщениями и параметрами полета системы авионики, называемыми FWC (Flight Warning Computer), которые выдают, в частности, информацию о фазах полета самолета.
Такое соединение не требует никакого специального стандарта, так как в данном случае просто ставится задача получения информации, а именно информации о фазах полета.
FWC 1 выдает данные, характеризующие фазы полета, и эти данные принимает и обрабатывает вычислитель устройства в соответствии с настоящим изобретением таким образом, чтобы изменять статус детектирования устройства из неактивного режима в активный режим в зависимости от фаз полета.
Кроме того, устройство подключено к ADIRU 1 и 2, используемым в качестве защиты FWC1 (например, в случае неисправности FWC1 во время полета).
Как и в случае устройства, показанного на фиг.5А, устройство, показанное на фиг.5В, содержит двухпозиционную кнопку отключения (кнопка OFF), находящуюся в кабине экипажа, которая позволяет полностью отключить систему.
Оно содержит также однопозиционную кнопку, находящуюся в кабине экипажа и позволяющую отключать и обнулять тревожный сигнал, а также отключать световой индикатор в кабине экипажа и аудиосигнал 20.
В случае, представленном на фиг.5В, устройство содержит специальный световой индикатор 21 (INTRUD Light - индикатор ПРОНИК), который загорается в случае детектирования проникновения, и при помощи специального динамика, находящегося в кабине экипажа, генерирует звуковой тревожный сигнал 20 (например, синтезированный голос) в случае проникновения.
Наконец, оно содержит индикатор FAULT 18 в кабине экипажа, который загорается в случае неисправности.
Таким образом, как в одном случае, так и в другом устройством содержит средства, выполненные с возможностью изменения своего статуса детектирования из активного режима в неактивный режим в зависимости от информации о фазах полета на основании данных, выдаваемых вычислителями ADIRU или FWC.
В частности, в случае автономной работы, показанном на фиг.5В, сам вычислитель 6 содержит средства учета информации о фазе полета, выполненные с возможностью активации детектирования, когда летательный аппарат находится на земле, деактивации детектирования во время фазы взлета начиная c заданной первой путевой скорости и повторной активации детектирования во время посадки при второй путевой скорости, тогда как в случае, показанном на фиг.5А, средства учета информации могут находиться в FWS с заданными значениями скорости специальными для устройства в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.3 показан пример состояний устройства во время фаз полета самолета.
Во время фазы «а» после подачи напряжения в систему (AC power ON - Питание ЛА ВКЛ) устройство является активным до тех пор, пока самолет не рулит со скоростью, например, 20-50 узлов и предпочтительно порядка 40 узлов.
Начиная с этой скорости, система переходит в неактивное состояние во время всей фазы полета «b», пока самолет не приземлится и не снизит свою скорость до скорости порядка 90-60 узлов, например, примерно 80 узлов.
В фазе «с» система опять становится активной во время всей фазы руления, начиная от перехода скорости к значению ниже 80 узлов, во время фазы нахождения на стоянке для дозаправки топливом, высадки и посадки пассажиров и до нового взлета и достижения скорости в 40 узлов.
В фазе «d» полета систему опять деактивируют и по возвращению на землю в фазе «е» при скорости, меньшей 80 узлов, и до выключения электрического питания (AC power OFF - питание ЛА ВЫКЛ) систему приводят в действие.
Как было указано выше, предпочтительно датчики 4 и вычислитель 6 соединены между собой через шину авионики летательного аппарата и, в частности, через шину, отвечающую стандарту ARINC 429, при этом летательный аппарат содержит несколько датчиков 4 и, по меньшей мере, один вычислитель 6, соединенные через шину авионики.
Таким образом, описанный выше способ детектирования проникновения, по меньшей мере, в один отсек 3 шасси 2 летательного аппарата 1 при помощи описанного выше устройства содержит контроль входной зоны отсека при помощи устройства, содержащего, по меньшей мере, один датчик, соединенный с вычислителем детектирования и подтверждения, обработку данных, поступающих от датчика, на уровне вычислителя для выявления признака, свидетельствующего о проникновении в упомянутый отсек, определение диапазонов контроля и диапазонов деактивации в зависимости от данных, поступающих, по меньшей мере, от одного вычислителя авионики, выдающего данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость летательного аппарата, запуск тревожного сигнала, когда проникновение детектировано и данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость, определены как совместимые с диапазоном контроля.
В рассмотренном выше случае, когда устройство является автономным, определение диапазонов активации контроля и деактивации контроля осуществляют на уровне вычислителя детектирования и подтверждения.
В случае, когда вычислитель устройства сопряжен с вычислителем перегруппировки тревожных сигналов, типа LWS, управляющим тревожными сигналами и приоритетами, вычислитель детектирования и подтверждения передает данные детектирования проникновения на вычислитель перегруппировки тревожных сигналов, и осуществляют определение диапазонов активации контроля и деактивации контроля и подтверждают или нет тревожные сигналы, генерируемые вычислителем устройства, на уровне вычислителя перегруппировки тревожных сигналов.
В технической авиационной терминологии устройство в соответствии с настоящим изобретением будет называться LGWSS от Landing Gear Well Surveillance System в англо-саксонской терминологии.
Настоящее изобретение не ограничивается представленными примерами, и, в частности, устройство, приспособленное для отсеков шасси, которые остаются открытыми во время всех фаз, когда самолет находится на земле, можно дополнить датчиками детектирования проникновений в другие отсеки летательного аппарата, не выходя за рамки изобретения.
Claims (11)
1. Устройство защиты от проникновений в отсеки (3) шасси (2) летательного аппарата (1), отличающееся тем, что содержит, по меньшей мере, один датчик (4), по меньшей мере, для одного отсека с охватом, по меньшей мере, входной зоны (5) отсека, соединенный с вычислителем (6), выполненным с возможностью обработки данных, поступающих от датчика (4), для детектирования проникновения объекта (7) и генерирования информации о наличии проникновения, приспособленной для запуска тревожного сигнала (8), при этом вычислитель (6) соединен с устройством (9) выдачи информации о фазах полета и/или о путевой скорости летательного аппарата, при этом устройство содержит средства, выполненные с возможностью изменения статуса детектирования из активного режима в неактивный режим в зависимости от упомянутой информации о фазах полета и/или путевой скорости.
2. Устройство защиты по п.1, в котором вычислитель (6) содержит средства учета информации о фазе полета или о путевой скорости, выполненные с возможностью активации детектирования, когда летательный аппарат находится на земле, деактивации детектирования во время фазы взлета, начиная с заданной первой путевой скорости, и повторной активации детектирования во время посадки при второй путевой скорости.
3. Устройство защиты по п.1 или 2, отличающееся тем, что содержит двухпозиционную кнопку (11) включения/выключения, находящуюся в кабине экипажа и соединенную с вычислителем (6).
4. Устройство защиты по п.1 или 2, отличающееся тем, что вычислитель (6) соединен с централизованным сигнальным устройством (13) управления тревожными сигналами, генерируемыми на борту летательного аппарата, осуществляющим управление приоритетами тревожных сигналов и выполненным с возможностью скрывать некоторые типы тревожных сигналов во время критических фаз, таких как взлет или посадка летательного аппарата.
5. Устройство защиты по п.1 или 2, отличающееся тем, что содержит множество бортовых датчиков (4) внутри отсеков, имеющих зоны детектирования, направленные наружу отсеков.
6. Устройство защиты по п.1, отличающееся тем, что датчик является датчиком типа радара с дальностью детектирования, ограниченной внутренней зоной отсека шасси.
7. Устройство защиты по п.5, отличающееся тем, что датчики являются датчиками типа радара с дальностью детектирования, ограниченной внутренней зоной отсека шасси.
8. Летательный аппарат, оборудованный устройством защиты по одному из предыдущих пунктов.
9. Способ детектирования проникновения, по меньшей мере, в один отсек (3) шасси (2) летательного аппарата (1), отличающийся тем, что содержит:
- контроль входной зоны отсека при помощи устройства, содержащего, по меньшей мере, один датчик, соединенный с вычислителем детектирования и подтверждения;
- обработку данных, поступающих от датчика, на уровне вычислителя для выявления признака, характеризующего проникновение в упомянутый отсек,
- запуск тревожного сигнала, когда проникновение детектировано,
- определение диапазонов активации контроля и диапазонов деактивации контроля в зависимости от данных, поступающих, по меньшей мере, от одного вычислителя авионики, выдающего данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость летательного аппарата, и
- подтверждение тревожного сигнала, когда данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость, определены как совместимые с диапазоном активации контроля.
- контроль входной зоны отсека при помощи устройства, содержащего, по меньшей мере, один датчик, соединенный с вычислителем детектирования и подтверждения;
- обработку данных, поступающих от датчика, на уровне вычислителя для выявления признака, характеризующего проникновение в упомянутый отсек,
- запуск тревожного сигнала, когда проникновение детектировано,
- определение диапазонов активации контроля и диапазонов деактивации контроля в зависимости от данных, поступающих, по меньшей мере, от одного вычислителя авионики, выдающего данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость летательного аппарата, и
- подтверждение тревожного сигнала, когда данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость, определены как совместимые с диапазоном активации контроля.
10. Способ детектирования проникновения, по меньшей мере, в один отсек (3) шасси (2) летательного аппарата (1) по п.9, в котором определение диапазонов активации контроля и деактивации контроля осуществляют на уровне вычислителя детектирования и подтверждения.
11. Способ детектирования проникновения, по меньшей мере, в один отсек (3) шасси (2) летательного аппарата (1) по п.9, в котором вычислитель детектирования и подтверждения передает данные детектирования проникновения в вычислитель перегруппировки тревожных сигналов, и в котором вычислитель перегруппировки тревожных сигналов осуществляет определение диапазонов активации контроля и деактивации контроля и подтверждает или нет тревожный сигнал.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0754642 | 2007-04-23 | ||
| FR0754642A FR2915303B1 (fr) | 2007-04-23 | 2007-04-23 | Dispositif et procede de protection contre les intrusions dans les logements de train d'un aeronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009142991A RU2009142991A (ru) | 2011-05-27 |
| RU2459266C2 true RU2459266C2 (ru) | 2012-08-20 |
Family
ID=38266713
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009142991/08A RU2459266C2 (ru) | 2007-04-23 | 2008-04-22 | Устройство и способ защиты от проникновений в отсеки шасси летательного аппарата |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8466788B2 (ru) |
| EP (1) | EP2147419B1 (ru) |
| JP (1) | JP5114554B2 (ru) |
| CN (1) | CN101809635B (ru) |
| AT (1) | ATE531016T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0810845B1 (ru) |
| CA (1) | CA2684445C (ru) |
| FR (1) | FR2915303B1 (ru) |
| RU (1) | RU2459266C2 (ru) |
| WO (1) | WO2008145922A1 (ru) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107200146A (zh) * | 2017-05-24 | 2017-09-26 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种衔接性座舱布置方法 |
| US11210384B2 (en) * | 2020-01-20 | 2021-12-28 | Ppip, Llc | Challenge and response in continuous multifactor authentication on a safe case |
| CN115626279A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-01-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种航空器起飞架遥控抛离系统 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2096551A (en) * | 1981-04-08 | 1982-10-20 | Ver Flugtechnische Werke | A method of optimizing the cruising conditions of aircraft with supercritical wings and an arrangement for carrying out the method |
| FR2775534A1 (fr) * | 1998-02-27 | 1999-09-03 | D Aviat Latecoere Soc Ind | Dispositif de surveillance d'une enceinte, notamment de la soute d'un avion |
| EP1496374A1 (fr) * | 2003-07-11 | 2005-01-12 | Schneider Electric Industries SAS | Barrière lumineuse |
| US6864805B1 (en) * | 2002-09-24 | 2005-03-08 | L-3 Communications Corporation | Surveillance system for aircraft interior |
| RU47122U1 (ru) * | 2005-02-16 | 2005-08-10 | Казанский Государственный Технический Университет имени А.Н. Туполева | Устройство для обнаружения вторжения в контролируемое пространство |
| RU2265248C1 (ru) * | 2004-02-26 | 2005-11-27 | Черныш Владимир Юльевич | Способ обнаружения проникновения через контур запрещенной зоны и устройство для его осуществления |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR652114A (fr) * | 1927-09-12 | 1929-03-05 | Ig Farbenindustrie Ag | Procédé d'asphaltage à froid |
| CN85100918A (zh) * | 1985-04-01 | 1985-12-20 | 易明 | 具有“反劫机”功能的航空客机 |
| US5208590A (en) * | 1991-09-20 | 1993-05-04 | Asinc, Inc. | Flight phase information display system for aircraft passengers |
| US5508928A (en) * | 1992-11-17 | 1996-04-16 | Honeywell, Inc. | Aircraft survivability system state management |
| US6529132B2 (en) * | 1998-02-27 | 2003-03-04 | Societe Industrielle D'avation Latecoere | Device for monitoring an enclosure, in particular the hold of an aircraft |
| WO2002012043A1 (en) * | 2000-08-04 | 2002-02-14 | Dunlop Aerospace Limited | Brake condition monitoring |
| FR2821452B1 (fr) * | 2001-02-26 | 2003-06-13 | Eads Airbus Sa | Dispositif de surveillance d'une pluralite de systemes d'un aeronef, en particulier d'un avion de transport |
| ITVE20020011A1 (it) * | 2002-03-11 | 2003-09-11 | Benetton Giovanni | Apparecchiatura di controllo di persone, in particolare per il controllo della posizione dei passeggeri a bordo di un aeromobile.- |
| US6980124B2 (en) * | 2003-07-15 | 2005-12-27 | Autosafe International, Inc. | Wireless security, telemetry and control system |
| CN1601568A (zh) * | 2003-09-24 | 2005-03-30 | 高忠民 | 反劫持飞机、车辆、船舶、金库预警控制装置 |
| FR2893169A1 (fr) * | 2005-11-07 | 2007-05-11 | Oviv Security Technologies Soc | Dispositif de surveillance d'un objet sensible tel qu'un avion et procede de conduite de ce dispositif |
| EP1843176A1 (de) * | 2006-04-07 | 2007-10-10 | EADS Deutschland GmbH | Verfahren zur Überwachung von Öffnungen an der Außenhaut von Luftfahrzeugen gegen unbefugtes Eindringen von Personen oder Sachen |
| FR2902080B1 (fr) * | 2006-06-13 | 2009-04-17 | Airbus France Sas | Dispositif et procede de suveillance d'un aeronef |
-
2007
- 2007-04-23 FR FR0754642A patent/FR2915303B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-04-22 JP JP2010504800A patent/JP5114554B2/ja active Active
- 2008-04-22 CA CA2684445A patent/CA2684445C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-04-22 RU RU2009142991/08A patent/RU2459266C2/ru active
- 2008-04-22 CN CN2008800135228A patent/CN101809635B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-04-22 EP EP08805684A patent/EP2147419B1/fr not_active Not-in-force
- 2008-04-22 BR BRPI0810845-5A patent/BRPI0810845B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-04-22 US US12/595,685 patent/US8466788B2/en active Active
- 2008-04-22 AT AT08805684T patent/ATE531016T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-04-22 WO PCT/FR2008/050729 patent/WO2008145922A1/fr active Application Filing
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2096551A (en) * | 1981-04-08 | 1982-10-20 | Ver Flugtechnische Werke | A method of optimizing the cruising conditions of aircraft with supercritical wings and an arrangement for carrying out the method |
| FR2775534A1 (fr) * | 1998-02-27 | 1999-09-03 | D Aviat Latecoere Soc Ind | Dispositif de surveillance d'une enceinte, notamment de la soute d'un avion |
| US6864805B1 (en) * | 2002-09-24 | 2005-03-08 | L-3 Communications Corporation | Surveillance system for aircraft interior |
| EP1496374A1 (fr) * | 2003-07-11 | 2005-01-12 | Schneider Electric Industries SAS | Barrière lumineuse |
| RU2265248C1 (ru) * | 2004-02-26 | 2005-11-27 | Черныш Владимир Юльевич | Способ обнаружения проникновения через контур запрещенной зоны и устройство для его осуществления |
| RU47122U1 (ru) * | 2005-02-16 | 2005-08-10 | Казанский Государственный Технический Университет имени А.Н. Туполева | Устройство для обнаружения вторжения в контролируемое пространство |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2010524775A (ja) | 2010-07-22 |
| WO2008145922A1 (fr) | 2008-12-04 |
| CN101809635A (zh) | 2010-08-18 |
| EP2147419A1 (fr) | 2010-01-27 |
| FR2915303A1 (fr) | 2008-10-24 |
| RU2009142991A (ru) | 2011-05-27 |
| US20100201517A1 (en) | 2010-08-12 |
| CA2684445C (fr) | 2014-11-18 |
| ATE531016T1 (de) | 2011-11-15 |
| FR2915303B1 (fr) | 2011-04-29 |
| CN101809635B (zh) | 2013-07-17 |
| JP5114554B2 (ja) | 2013-01-09 |
| US8466788B2 (en) | 2013-06-18 |
| BRPI0810845B1 (pt) | 2018-05-15 |
| CA2684445A1 (fr) | 2008-12-04 |
| BRPI0810845A2 (pt) | 2014-10-29 |
| EP2147419B1 (fr) | 2011-10-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7183946B2 (en) | Safety aircraft flight system | |
| US6864805B1 (en) | Surveillance system for aircraft interior | |
| RU2318243C2 (ru) | Система с устройством авиационной электроники и наземной станцией для управления летательным аппаратом, отклонившимся от маршрута, и для аварийной связи | |
| US20130197739A1 (en) | Methods and systems for aircraft health and trend monitoring | |
| JP2018065561A (ja) | レーザーを使用する過冷却された大粒の滴の着氷状態検出システム | |
| CA2660065C (en) | A storage box for a respiratory mask to be worn by crewmembers of an aircraft | |
| RU2459266C2 (ru) | Устройство и способ защиты от проникновений в отсеки шасси летательного аппарата | |
| CN109733626B (zh) | 一种水陆两栖飞机舱门告警与指示系统 | |
| FR2980616A1 (fr) | Systeme d'alerte a destination d'un operateur de conduite d'un aeronef | |
| Benitez et al. | A novel global operational concept in cockpits under peak workload situations | |
| CN103832595A (zh) | 用于航空器驾驶舱的显示系统 | |
| Wang et al. | Design of integrated aircraft inflight safety monitoring and early warning system | |
| US20240123826A1 (en) | Crash handling system for an aircraft | |
| US11785343B2 (en) | Visual display system and method in an aircraft | |
| Campbell | Challenges to using ground based sense and avoid (GBSAA) for UAS operations | |
| Hradecky | Crash: Lion B38M near Jakarta on Oct 29th 2018, aircraft lost height and crashed into Java Sea, wrong AoA data | |
| Deiler | Performance-Based Ice Detection-First Results from SENS4ICE European Flight Test Campaign | |
| CN116891001A (zh) | 火灾探测系统、飞行器和方法 | |
| Mejias et al. | Flight Guardian: A common avionics architecture for collision avoidance and safe emergency landing for unmanned aerial systems | |
| Lauber | New technology, human performance and transportation system safety | |
| Mejias Alvarez et al. | Flight Guardian: A common avionics architecture for collision avoidance and safe emergency landing for unmanned aerial systems | |
| Blomberg | Emergency Situations | |
| Berlowitz | Cargo fire protection systems for freighter conversions | |
| Lee et al. | The development of an intelligent surveillance system for Korea urban transit |