RU2544283C2 - Устройство отображения информации, система облегчения пилотирования и способ отображения информации - Google Patents

Устройство отображения информации, система облегчения пилотирования и способ отображения информации Download PDF

Info

Publication number
RU2544283C2
RU2544283C2 RU2012153788/11A RU2012153788A RU2544283C2 RU 2544283 C2 RU2544283 C2 RU 2544283C2 RU 2012153788/11 A RU2012153788/11 A RU 2012153788/11A RU 2012153788 A RU2012153788 A RU 2012153788A RU 2544283 C2 RU2544283 C2 RU 2544283C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
angle
aircraft
predetermined
unit
attack
Prior art date
Application number
RU2012153788/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012153788A (ru
Inventor
Коити ЯМАСАКИ
Original Assignee
Мицубиси Хеви Индастриз, Лтд.
Дзе Сосайэти Оф Джапаниз Аэроспейс Компаниз
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 Мицубиси Хеви Индастриз, Лтд., Дзе Сосайэти Оф Джапаниз Аэроспейс Компаниз filed Critical Мицубиси Хеви Индастриз, Лтд.
Publication of RU2012153788A publication Critical patent/RU2012153788A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2544283C2 publication Critical patent/RU2544283C2/ru

Links

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
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Devices For Indicating Variable Information By Combining Individual Elements (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системам отображения информации для облегчения пилотирования. Система содержит блок датчиков, выполненный с возможностью измерения текущей информации о полете в воздушном судне, блок автопилота, выполненный с возможностью получения информации, необходимой для полета воздушного судна по заданной траектории полета, и устройство для отображения, выполненное с возможностью отображения ситуации полета воздушного судна, и управляющее устройство, содержащее: блок получения заданного угла атаки, блок получения заданного угла скольжения, блок управления отображением. Блок получения заданного угла атаки выполнен с возможностью получения заданного угла атаки воздушного судна для выхода на заданную траекторию полета на основании угла тангажа, измеренного блоком датчиков, и угла траектории, который является углом между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения воздушного судна и который получают с помощью блока автопилота. Блок получения заданного угла скольжения выполнен с возможностью получения заданного угла скольжения воздушного судна для выхода на заданную траекторию полета на основании угла курса, измеренного блоком датчиков, и путевого угла для заданного направления движения, полученного блоком автопилота. Блок управления отображением выполнен с возможностью обеспечивать отображение устройством для отображения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, представленным полученным заданным углом атаки и полученным заданным углом скольжения, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, представленным текущим углом атаки и текущим углом скольжения воздушного судна. Обеспечивается пилотирование с более точным выдерживанием заданной траектории. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к устройству отображения информации, системе облегчения пилотирования и способу отображения информации.
Уровень техники
Воздушные суда (ВС) традиционно оснащают индикатором ILS инструментальной системы захода на посадку (Instrument Landing System) и индикатором TIS коридора допустимых траекторий (Tunnel-in-the-Sky) для получения угла отклонения и относительного положения заданной траектории полета ВС. Угол отклонения и относительное положение, полученные при помощи ILS и TIS, отображаются на основном пилотажном приборе PFD (Primary Flight Display) или директорном авиагоризонте ADI (Attitude Director Indicator), который является прибором для отображения ситуации полета ВС, тем самым помогая пилоту ВС в осуществлении управления для выдерживания заданной траектории полета.
На фиг.7 изображен пример PFD 100 традиционного вида. На PFD 100 фиг.7 изображены указатели 102 курса и глиссады системы ILS, а также директорные стрелки 104 основного пилотажного прибора вместе с символом 101, изображающим ВС, которое представляет собой самолет. Указатели 102 ILS показывают угол отклонения ВС от курсового маяка (указатель 102А) и угол отклонения ВС от глиссады (указатель 102В). На фиг.7 показано, что заданная траектория полета расположена слева от ВС.
Директорные стрелки 104 указывают команды для ВС по пространственному положению (углу тангажа и углу крена) для выдерживания заданной траектории полета. Следует отметить, что в примере, показанном на фиг.7, директорная стрелка 104А угла крена дает указание накренить ВС влево, а директорная стрелка 104 В угла тангажа дает указание уменьшить тангаж ВС.
Кроме того, в нерассмотренной патентной заявке Японии Hei 11-268696 раскрыто устройство отображения траектории полета, в котором позиция отображения траектории полета самолета расположена снаружи области изображения комбинированной панели, которая входит в состав проекционного устройства отображения, причем маркер цели, указывающий направление из центра области отображения комбинированной панели к траектории полета, высвечивается на изображении комбинированной панели. Следует отметить, что вышеуказанная траектория полета построена из множества маркеров траектории, при этом маркеры траектории наклонены в соответствии с пространственным положением планера, которое оценивается, когда производится отображение планера на маркерах траектории.
Однако при использовании ILS, TIS и устройства отображения траектории полета, описанного в патентной заявке Японии Hei 11-268696, пилот может определить угол отклонения и положение воздушного судна относительно заданной траектории полета, но не может уяснить, как управлять воздушным судном, чтобы следовать заданной траектории полета.
Кроме того, директорные стрелки 104 представляют собой символы, указывающие заданный угол тангажа и заданный угол крена (заданный угол тангажа и заданный угол крена собирательно называются «заданным пространственным положением относительно земли»), которые требуются, чтобы ВС следовало по заданной траектории полета. Угол тангажа и угол крена ВС не указывают направление движения самого ВС, а указывают направление продольной оси ВС - направление носа, при этом направление носа не обязательно совпадает с направлением движения. Поэтому директорные стрелки 104 просто указывают пространственное положение относительно земли, что является косвенной информацией, которая необходима, чтобы выйти на направление, по которому должно следовать ВС. То же самое касается ILS, TIS и устройства отображения траектории полета, описанного в патентной заявке Японии Hei 11-268696, при этом в некоторых случаях при помощи прибора PFD 100, показанного на фиг.7, пилот не может четко определить направление движения ВС.
Следовательно, показанному на фиг.7 прибору PFD 100 и устройству отображения траектории полета, описанному в патентной заявке Японии Hei 11-268696, присуща проблема, заключающаяся в возможном перерегулировании или недорегулировании во время ведения ВС по заданной траектории полета.
Раскрытие изобретения
Настоящее изобретение выполнено с учетом указанных обстоятельств, и задача изобретения заключается в создании устройства отображения для самолета (воздушного судна), системы облегчения пилотирования и способа отображения, которые позволяют управлять воздушным судном при его ведении по траектории с большей точностью, чем в случае, когда управление самолетом осуществляется на основе заданного пространственного положения относительно земли.
В соответствии с настоящим изобретением в его первом аспекте, предлагается устройство отображения, выполненное с возможностью отображения ситуации полета самолета (воздушного судна), причем указанное устройство выполнено с возможностью отображения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, представленным заданным углом атаки и заданным углом скольжения воздушного судна, которые необходимы для выхода на заданную траекторию полета, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, представленным текущим углом атаки и текущим углом скольжения воздушного судна.
Согласно вышеуказанному аспекту, устройство отображения, которое отображает ситуацию полета воздушного судна, показывает разность между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, которое представлено заданным углом атаки и заданным углом скольжения воздушного судна, которые необходимы для выхода на заданную траекторию полета, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, которое представлено текущим углом атаки и текущим углом скольжения воздушного судна.
Если управление самолетом осуществляется на основе заданного пространственного положения относительно земли (направления носа), которое указывается заданным углом тангажа и заданным углом крена, то в некоторых случаях при управлении выдерживанием заданной траектории полета может иметь место перерегулирование или недорегулирование из-за того, что пространственное положение относительно земли не указывает направление движения самолета.
Однако пространственное положение относительно воздушного потока указывает на направление движения самолета. Таким образом, в настоящем изобретении заданное направление движения указывается в форме заданного пространственного положения относительно воздуха и осуществляется отображение относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, обеспечивая тем самым возможность более точного ведения самолета по траектории, чем в случае, когда управление основывается на заданном пространственном положении относительно земли. В частности, например, когда все рулевые поверхности оказываются бездействующими, и управление выдерживанием заданной траектории полета осуществляется при помощи одной только тяги двигателей, пилоту трудно оценить адекватный уровень управляющего воздействия из-за медленной реакции и замедленного движения ВС. Однако, в соответствии с настоящим изобретением, даже когда управление выдерживанием заданной траектории осуществляется только при помощи тяги двигателей, пилот может управлять движением ВС по траектории с большей точностью.
Кроме того, согласно вышеуказанному первому аспекту, предпочтительно заданный угол атаки получать путем вычитания угла между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения из текущего угла тангажа ВС; а заданный угол скольжения получать путем вычитания текущего угла курса ВС из путевого угла, соответствующего заданному направлению движения.
Согласно вышеуказанному аспекту, заданный угол атаки получен путем вычитания угла между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения из текущего угла тангажа ВС, а заданный угол скольжения получен путем вычитания текущего угла курса ВС из путевого угла, соответствующего заданному направлению движения. Текущий угол тангажа ВС и текущий угол курса ВС - это данные, получаемые от имеющихся датчиков, предусмотренных на самолете - воздушном судне, а угол между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения, а также путевой угол, соответствующий заданному направлению движения - это данные, получаемые в процессе автоматического управления. Согласно настоящему изобретению, можно простым образом получать данные заданного угла атаки и заданного угла скольжения.
Кроме того, согласно вышеуказанному первому аспекту, предпочтительно, чтобы осуществлялось высвечивание первого маркера, соответствующего заданному пространственному положению относительно воздушного потока, и второго маркера, соответствующего текущему пространственному положению относительно воздушного потока.
Согласно вышеуказанному аспекту, высвечивание первого маркера, соответствующего заданному пространственному положению относительно воздушного потока, и второго маркера, соответствующего текущему пространственному положению относительно воздушного потока осуществляется на устройстве отображения. Поэтому пилот может легко определять заданное пространственное положение ВС относительно воздушного потока и текущее пространственное положение ВС относительно воздушного потока. Согласно настоящему изобретению, работать пилоту становится удобнее.
Кроме того, согласно вышеуказанному первому аспекту, предпочтительно, чтобы отображение относительных положений первого и второго маркеров осуществлялось в процессе изменения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока и текущим пространственным положением относительно воздушного потока.
Согласно вышеуказанному аспекту, отображение относительных положений первого и второго маркеров осуществляется в процессе изменения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока и текущим пространственным положением относительно воздушного потока. Таким образом, когда ВС приближается к заданному направлению движения, первый маркер и второй маркер сближаются друг с другом, при этом, когда ВС летит по заданному направлению движения, указанные маркеры совмещены друг с другом. Поэтому, пилот может легко заставить воздушное судно выйти на заданную траекторию полета. Согласно настоящему изобретению, работать пилоту становится удобнее.
Кроме того, согласно вышеуказанному первому аспекту, предпочтительно вычисление заданной траектории полета производить на основе текущего местоположения ВС и заданного местоположения, которое ВС должно занять.
Текущее местоположение ВС получают, например, при помощи датчика GPS (глобальной системы определения местоположения), а заданное местоположение получают, например, при помощи бортового компьютера.
К примеру, ведение воздушного судна с использованием заданной траектории полета, которая указывается радиосигналами от глиссадной антенны и антенны курсового маяка, которые установлены в аэропорту, т.е. управление с использованием ILS, позволяет вести ВС на посадку только из ближней зоны аэропорта.
Однако ведение воздушного судна с использованием заданной траектории полета, которая формируется на основе текущего местоположения ВС и заданного местоположения, в котором воздушное судно должно оказаться, позволяет вести ВС в аэропорт (заданное положение) из зоны, не оборудованной средствами ILS, например, в случае аварийного снижения с высоты крейсерского полета или изменения путевого угла, когда на ВС возникает отказ.
В соответствии с настоящим изобретением в его втором аспекте, предлагается система облегчения пилотирования, содержащая устройство отображения, выполненное с возможностью отображения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, представленным заданным углом атаки и заданным углом скольжения воздушного судна, которые необходимы для выхода на заданную траекторию полета, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, представленным текущим углом атаки и текущим углом скольжения воздушного судна; и управляющее устройство, оснащенное средствами вычисления заданного угла атаки для получения заданного угла атаки путем вычитания угла между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения из текущего угла тангажа воздушного судна, а также средствами вычисления заданного угла скольжения для получения заданного угла скольжения путем вычитания текущего угла курса воздушного судна из путевого угла для заданного направления движения, причем управляющее устройство выполнено с возможностью управления устройством отображения для отображения относительной разности между текущим пространственным положением относительно воздушного потока и заданным пространственным положением относительно воздушного потока, которое представлено вычисленными заданным углом атаки и заданным углом скольжения.
Согласно вышеуказанному аспекту, заданное направление движения получают в форме заданного пространственного положения относительно воздушного потока, при этом устройство отображает относительную разность между заданным пространственным положением относительно воздушного потока и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, давая возможность вести самолет с большей точностью, чем в случае, когда управление самолетом основано на заданном пространственном положении относительно земли.
В соответствии с настоящим изобретением в его третьем аспекте, предлагается способ отображения ситуации полета самолета (воздушного судна), на устройстве отображения, в котором отображают на устройстве отображения относительную разность между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, представленным заданным углом атаки и заданным углом скольжения воздушного судна, которые необходимы для выхода на заданную траекторию полета, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, представленным текущим углом атаки и текущим углом скольжения воздушного судна.
Согласно вышеуказанному аспекту, заданное направление движения получают в форме заданного пространственного положения относительно воздушного потока, при этом устройство отображает относительную разность между заданным пространственным положением относительно воздушного потока и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, давая возможность вести самолет с большей точностью, чем в случае, когда управление самолетом основано на заданном пространственном положении относительно земли.
Настоящее изобретение имеет преимущество, заключающееся в том, что обеспечивается более высокая точность ведения воздушного судна по траектории, чем в случае, когда управление самолетом основано на заданном пространственном положении относительно земли.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 схематически изображает пример основного пилотажного прибора PFD, соответствующего варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг.2 представляет ряд эскизов, поясняющих функцию маркера заданного пространственного положения относительно воздушного потока, отображаемого на PFD, соответствующем варианту осуществления настоящего изобретения, при этом фиг.2(a) изображает пример PFD, фиг.2(b-1) изображает взаимное расположение ВС и заданной траектории полета, соответствующей маркеру заданного пространственного положения относительно воздушного потока, отображаемому на PFD фиг.2(a), фиг.2(b-2) представляет вид сверху, соответствующий фиг.2(b-1), а фиг.2(b-3) представляет вид сбоку, соответствующий фиг.2(b-1).
Фиг.3 изображает блок-схему электрических связей системы облегчения пилотирования, соответствующей варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг.4 схематически изображает принцип получения заданного угла атаки, соответствующий варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг.5 схематически изображает принцип получения заданного угла скольжения, соответствующий варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг.6 представляет ряд эскизов, изображающих изменение информации на PFD в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, пока воздушное судно не будет выведено на заданную траекторию полета, при этом фиг.6(a) изображает состояние, при котором ВС летит в направлении, которое отклонено от заданного направления движения, фиг.6(b) изображает состояние, при котором ВС выполняет полет в заданном направлении движения, а фиг.6(c) изображает состояние, при котором ВС продолжает полет так, что маркер заданного пространственного положения относительно воздушного потока и метка FPM совмещены.
Фиг.7 схематически изображает пример стандартного PFD.
Осуществление изобретения
Устройство отображения информации, система облегчения пилотирования и способ отображения информации, соответствующие варианту осуществления настоящего изобретения, будут описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи.
Фиг.1 изображает PFD 10 - устройство отображения информации, соответствующее указанному варианту осуществления, для отображения ситуации полета ВС, которое представляет собой самолет.
PFD 10 представляет собой комплексный индикатор и содержит символы 12 самолета, указатель 14 воздушной скорости, который показывает воздушную скорость ВС, высотомер 16, который показывает высоту ВС, указатель 18 тангажа, который показывает угол тангажа ВС, указатели 20 ILS (указатели 20A и 20B), и указатель 22 вертикальной скорости, который показывает вертикальную скорость ВС.
Кроме того, на PFD 10 в данном варианте осуществления отображается маркер 30 траектории полета (FPM, Flight Path Marker) и маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока. FPM 30 это метка, указывающая текущее пространственное положение относительно воздушного потока, которое представляет текущий угол атаки ВС (угол между проекцией направления движения ВС на плоскость симметрии планера и осью ВС) и текущий угол скольжения (угол между направлением движения ВС и плоскостью симметрии планера), другими словами - метка, указывающая направление движения ВС. Следует отметить, что если угол атаки ВС велик, или если угол скольжения ВС велик, то направление движения ВС не совпадает с направлением носа ВС. Поэтому на PFD 10 отображается маркер FPM 30, указывающий направление движения ВС, давая возможность пилоту легко определять текущее направление движения ВС.
С другой стороны, маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока - это метка, указывающая заданное пространственное положение относительно воздушного потока, которое представлено заданным (целевым) углом атаки и заданным (целевым) углом скольжения ВС, которые необходимы для выхода на заданную (целевую) траекторию полета (линию заданного пути).
На фиг.2 представлена серия эскизов, изображающих взаимное расположение FPM 30 и маркера 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока, которые отображаются на PFD 10, воздушное судно 40, которое представляет собой самолет, и заданную траекторию полета.
На фиг.2(b-1) изображено взаимное расположение ВС 40 и заданной траектории полета, соответствующее маркеру 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока, отображаемому на PFD 10, показанному на фиг.2(a), когда ВС 40 летит в определенном направлении движения, если смотреть в хвост воздушному судну.
С другой стороны, фиг.2(b-2) представляет вид сверху, соответствующий фиг.2(b-1), а фиг.2(b-3) представляет вид сбоку, соответствующий фиг.2(b-1). На фиг.фиг.2 (b-2) и 2(b-3) сплошная линия А, исходящая из центра тяжести ВС 40, указывает текущее направление движения ВС 40, соответствующее FPM 30, а исходящая оттуда же штриховая линия В, указывает на заданное направление движения ВС 40, соответствующее маркеру 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока.
В данном варианте осуществления PFD 10 отображает относительную разность между FPM 30 и маркером 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока. Точнее, когда FPM 30 совмещается с маркером 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока (накладывается на маркер 32), воздушное судно летит в заданном направлении движения.
Фиг.3 представляет собой функциональную схему системы 52 облегчения пилотирования, которая содержит управляющее устройство 50, которое обеспечивает отображение различных данных на PFD 10 в данном варианте осуществления изобретения. Следует отметить, что из всех функций управляющего устройства 50 на фиг.3 показаны только функции, необходимые для отображения на PFD 10 маркера 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока. Точнее, управляющее устройство 50, помимо функции отображения на PFD 10 маркера 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока, содержит также функции для отображения символов 12 самолета, указателя 14 воздушной скорости, высотомера 16, указателя 18 тангажа, указателей 20 ILS, FPM 30 и указателя 22 вертикальной скорости.
Управляющее устройство 50 содержит блок 54 вычисления заданного угла атаки, блок 56 вычисления заданного угла скольжения и блок 58 управления отображением.
Следует отметить, что управляющее устройство 50 соединено с блоком 60 датчиков и блоком 62 автопилота, откуда управляющее устройство принимает различную информацию.
Блок 60 датчиков оснащен различными датчиками для измерения высоты и скорости ВС 40, угла отклонения ВС 40 от заданной траектории полета, а также угла направления и угла тангажа ВС 40.
Блок 62 автопилота формирует различные виды данных, необходимые для автоматического управления ВС 40, на основе данных высоты и скорости ВС 40, а также угла отклонения от заданной траектории полета, которые принимаются из блока 60 датчиков, так что ВС 40 может совершать полет по заданной траектории полета, которая отображается на основе радиосигнала от глиссадной антенны и антенны курсового маяка системы ILS.
Блок 54 вычисления заданного угла атаки получает заданный угол атаки путем вычитания угла между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения из текущего угла тангажа ВС 40.
Ниже, согласно вида сбоку ВС 40, изображенного на фиг.4, будет приведено описание, как получить заданный угол атаки α.
Как показано на фиг.4, угол между направлением носа ВС 40 и горизонтальной плоскостью соответствует текущему углу θ тангажа ВС 40. Следует отметить, что угол θ тангажа измеряется блоком 60 датчиков. С другой стороны, угол у траектории между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения вырабатывается в блоке 62 автопилота на основе заданной траектории полета, которую указывает система ILS, и которая выдается в блок 54 вычисления заданного угла атаки в виде команды ycmd угла траектории, указывающей угол γ траектории.
Блок 54 вычисления заданного угла атаки вычисляет команду αcmd заданного угла атаки, указывающую заданный угол α атаки, как показано в уравнении (1), и выдает указанную команду в блок 58 управления отображением.
Figure 00000001
Следует отметить, что уравнение (1) представляет собой простую формулу, в то время как уравнения (2)-(4) используются для получения команды αcmd заданного угла атаки более строгим способом.
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Следует отметить, что угол φ обозначает угол крена ВС 40; когда угол крена равен 0 (нулю), уравнение (2) становится эквивалентным уравнению (1).
С другой стороны, блок 56 вычисления заданного угла скольжения вырабатывает заданный угол скольжения путем вычитания текущего угла курса ВС из путевого угла, соответствующего заданному направлению движения.
Ниже, согласно вида сверху ВС 40, изображенного на фиг.5, будет приведено описание, как получить заданный угол β скольжения.
Как показано на фиг.5, угол между продольной осью ВС 40 - направлением носа и отсчетным направлением (например, севером (N)) соответствует текущему углу ψ курса ВС 40. Следует отметить, что текущий угол ψ курса измеряется блоком 60 датчиков. С другой стороны, заданный путевой угол ψ, который представляет собой угол между отсчетным направлением и заданным направлением движения, вырабатывается в блоке 62 автопилота на основе заданной траектории полета, указанной ILS, и поступает в блок 56 вычисления заданного угла скольжения в виде команды ψcmd, указывающей путевой угол ψ заданной траектории движения.
Блок 56 вычисления заданного угла скольжения производит вычисление команды βcmd заданного угла скольжения, указывающей заданный угол β скольжения, как показано в уравнении (5), и выдает указанную команду в блок 58 управления отображением.
Figure 00000005
Следует отметить, что уравнение (5) представляет собой простую формулу, в то время как уравнения (6)-(9) используются для получения команды βcmd заданного угла скольжения более строгим способом.
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Следует отметить, что когда угол θ тангажа и угол φ крена равны 0 (нулю), уравнение (6) становится эквивалентным уравнению (5).
Блок 58 управления отображением определяет позицию на дисплее PFD 10 для маркера 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока в соответствии с командой αcmd заданного угла атаки, поступающей из блока 54 вычисления заданного угла атаки, и командой βcmd заданного угла скольжения, поступающей из блока 56 вычисления заданного угла скольжения, а также управляет PFD 10, чтобы высветить маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока в вычисленной позиции на дисплее.
Следует отметить, что в данном варианте осуществления команда угла γcmd траектории и команда ψcmd путевого угла вырабатываются в блоке 62 автопилота; однако, это не означает, что маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока отображается на PFD 10 только, когда используется автоматическое управление. Когда автоматическое управление не используется, команда угла γcmd траектории и команда ψcmd путевого угла также вырабатываются в блоке 62 автопилота, маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока отображается на PFD 10, и пилот использует маркер 32 в качестве рекомендации для управления ВС. Кроме того, когда используется автоматическое управление, команда угла γcmd траектории и команда ψcmd путевого угла могут быть вычислены в блоке 62 автопилота, и маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока может отображаться на PFD 10.
На фиг.6 показаны изменения информации, отображаемой на PFD 10, до тех пор пока ВС 40 не выходит на заданную траекторию полета.
На фиг.6(a) показано состояние, при котором маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока и FPM 30 отображаются на PFD 10 в разных местах, поскольку направление движения ВС 40 отличается от заданного направления движения. Поэтому, пилот осуществляет управление ВС 40, так чтобы маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока совместить с меткой FPM 30. В результате этого маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока и метка FPM 30 постепенно сближаются. Когда маркер 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока совмещен с меткой FPM 30, как на фиг.6(b), воздушное судно 40 летит согласно заданному направлению движения. Затем, когда ВС 40 продолжает полет при совмещенном положении маркера 32 и метки FPM 30, указанная метка FPM 30 и маркер 32 перемещаются к центру PFD 10, как показано на фиг.6(c), и указатели 20 ILS также постепенно перемещаются к центру PFD 10.
Как говорилось выше, данный вариант PFD 10, который показывает ситуацию полета ВС 40, осуществляет отображение относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, которое представлено заданным углом α атаки и заданным углом β скольжения ВС 40 для выхода на заданную траекторию полета, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, которое представлено текущим углом атаки и текущим углом скольжения ВС 40; поэтому обеспечивается управление самолетом с более высокой точностью выдерживания траектории, чем при управлении, осуществляемом на основе данных заданного пространственного положения относительно земли.
В частности, например, когда все рулевые поверхности оказываются бездействующими и управление выдерживанием заданной траектории полета осуществляется одной только тягой двигателей, пилоту трудно задавать адекватный уровень управления по причине медленной реакции и замедленного движения ВС. Однако при использовании PFD 10 в рассматриваемом варианте осуществления, даже когда управление выдерживанием заданной траектории полета осуществляется за счет одной только тяги двигателей, пилот может выполнять управление следованием ВС 40 по заданной траектории с более высокой точностью.
Кроме того, в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления, заданный угол α атаки вычисляется путем вычитания угла между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения из текущего угла тангажа ВС 40, а заданный угол β скольжения вычисляется путем вычитания текущего угла курса ВС 40 из путевого угла для заданного направления движения. Текущий угол тангажа ВС 40 и текущий угол курса ВС 40 представляют собой данные, получаемые от имеющегося блока 60 датчиков, предусмотренного на самолете - воздушном судне 40, а угол между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения, а также путевой угол для заданного направления движения представляют собой данные, получаемые за счет автоматического управления. Следовательно, в соответствии с данным вариантом осуществления изобретения, имеется возможность простым способом получать заданный угол атаки и заданный угол скольжения.
Хотя настоящее изобретение было описано на примере вышеприведенного варианта осуществления, идея изобретения не ограничена рамками указанного варианта. В приведенный вариант осуществления могут быть внесены различные изменения, не выходящие за границы идеи и объема изобретения, при этом варианты осуществления, в котором проведены такие модификации и усовершенствования, также попадают в технические границы настоящего изобретения.
Например, для вышеописанного варианта осуществления рассматривался случай, когда производилось выдерживание заданной траектории полета, отображаемой на основе радиосигнала от глиссадной антенны и антенны курсового маяка, которые установлены в аэропорту, однако, настоящее изобретение не ограничивается этим случаем, и может производиться выдерживание заданной траектории полета, которая формируется исходя из текущего положения ВС 40 и заданного положения, которое ВС 40 должно занять.
Точнее, датчик определения местоположения (например, датчик GPS) для измерения текущего местоположения (широты, долготы и высоты) ВС 40 установлен на воздушном судне 40, а заданная (целевая) траектория полета вырабатывается компьютером, установленным на ВС 40, исходя из текущего местоположения ВС 40, которое измеряется датчиком местоположения, и сохраняется в блоке памяти.
Следует отметить, что упомянутый компьютер вычисляет заданное (целевое) местоположение (аэропорт назначения), которое должно занять ВС 40, исходя из различных условий, например, остатка топлива на борту ВС 40; достижимое расстояние, зависящее от остатка топлива, если на ВС 40 возникает отказ (например, отказ, при котором в крейсерском полете становятся бездействующими все рулевые поверхности, и необходимо вести ВС 40 в аэропорт, пользуясь только тягой двигателей), максимальный и минимальный радиус круга, который допустим в соответствии с состоянием отказа; длину ВПП аэропорта, планируемого для посадки; и погоду (ветер, дождь, облачность, видимость и т.п.) в зоне аэропорта, планируемого для посадки. Затем, компьютер вычисляет оптимальную траекторию полета из того места, где находится ВС 40, к аэропорту назначения и устанавливает вычисленную оптимальную траекторию полета в качестве заданной траектории полета (линии заданного пути). Следует отметить, что заданное местоположение не обязательно вычислять компьютером - оно может быть указано пилотом.
Следует отметить, что компьютер может вычислять заданную траекторию полета в определенные моменты времени и обновлять в блоке памяти текущую заданную траекторию полета данными вычисленной заданной траектории полета.
Затем блок 62 автопилота формирует команды управления, которые включают в себя команду γcmd угла траектории и команду ψcmd путевого угла, исходя из информации, указывающей относительное положение или угол отклонения ВС 40 относительно заданной траектории полета, сохраненной в блоке памяти.
Таким образом, ведение ВС с использованием заданной траектории полета, которая отображается на основе радиосигналов от глиссадной антенны и антенны курсового маяка, которые установлены в аэропорту, т.е. ведение с использованием ILS позволяет вести воздушное судно на посадку только из ближней зоны аэропорта; однако ведение ВС с использованием заданной траектории полета, сформированной на основе данных текущего местоположения ВС 40 и заданного местоположения ВС 40, в которое ВС 40 должно выйти, позволяет вести воздушное судно в аэропорт (в целевое местоположение) из зоны, не оборудованной средствами ILS, например, в случае аварийного снижения с высоты крейсерского полета или изменения путевого угла, когда на борту ВС 40 возникает отказ.
Кроме того, для вышеописанного варианта осуществления рассматривался случай, когда на PFD 10 указатели 20 ILS отображались вместе с меткой FPM 30 и маркером 32 заданного пространственного положения относительно воздушного потока; однако настоящее изобретение не ограничивается этим случаем. Может использоваться конфигурация, при которой указатели 20 ILS на PFD 10 не отображаются; конфигурация, при которой на PFD 10 вместе с указателями 20 ILS отображаются директорные стрелки; или конфигурация, при которой отображается иной символ, помогающий пилоту управлять воздушным судном.
Кроме того, для вышеописанного варианта осуществления рассматривался случай, когда в качестве устройства отображения использовался PFD 10; однако настоящее изобретение данным случаем не ограничивается, и в качестве устройства отображения могут использоваться другие средства, такие как директорный авиагоризонт ADI (Attitude Director Indicator).
Перечень позиционных обозначений
10 основной пилотажный прибор PFD (Primary Flight Display)
30 метка текущей траектории полета FPM (Flight Path Marker)
32 маркер заданного пространственного положения относительно воздушного потока
40 воздушное судно (самолет)
50 управляющее устройство

Claims (6)

1. Система облегчения пилотирования, которая содержит блок датчиков, выполненный с возможностью измерения текущей информации о полете в воздушном судне, блок автопилота, выполненный с возможностью получения информации, необходимой для полета воздушного судна по заданной траектории полета, и устройство для отображения, выполненное с возможностью отображения ситуации полета воздушного судна, причем система содержит:
управляющее устройство, содержащее:
блок получения заданного угла атаки, выполненный с возможностью получения заданного угла атаки воздушного судна для выхода на заданную траекторию полета на основании угла тангажа, измеренного блоком датчиков, и угла траектории, который является углом между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения воздушного судна и который получают с помощью блока автопилота;
блок получения заданного угла скольжения, выполненный с возможностью получения заданного угла скольжения воздушного судна для выхода на заданную траекторию полета на основании угла курса, измеренного блоком датчиков, и путевого угла для заданного направления движения, полученного блоком автопилота; и
блок управления отображением, выполненный с возможностью обеспечивать отображение устройством для отображения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, представленным полученным заданным углом атаки и полученным заданным углом скольжения, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, представленным текущим углом атаки и текущим углом скольжения воздушного судна.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что блок получения заданного угла атаки выполнен с возможностью получения заданного угла атаки путем вычитания угла траектории, полученного блоком автопилота, из угла тангажа, измеренного блоком датчиков,
а блок получения заданного угла скольжения выполнен с возможностью получения заданного угла скольжения путем вычитания угла курса, измеренного блоком датчиков, из путевого угла для заданного направления движения, полученного блоком автопилота.
3. Система по п.1, отличающаяся тем, что блок управления отображением выполнен с возможностью обеспечивать отображение устройством для отображения первого маркера, соответствующего заданному пространственному положению относительно воздушного потока, и второго маркера, соответствующего текущему пространственному положению относительно воздушного потока.
4. Система по п.3, отличающаяся тем, что блок управления отображением выполнен с возможностью обеспечивать отображение устройством для отображения относительных положений первого маркера и второго маркера в процессе изменения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока и текущим пространственным положением относительно воздушного потока.
5. Система по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что заданная траектория полета получена на основе текущего местоположения воздушного судна и заданного местоположения, которое воздушное судно должно занять.
6. Способ облегчения пилотирования в системе облегчения пилотирования, которая содержит блок датчиков, выполненный с возможностью измерения текущей информации о полете в воздушном судне, блок автопилота, выполненный с возможностью получения информации, необходимой для полета воздушного судна по заданной траектории полета, и устройство для отображения, выполненное с возможностью отображения ситуации полета воздушного судна, включающий следующие шаги:
получают заданный угол атаки воздушного судна для выхода на заданную траекторию полета на основании угла тангажа, измеренного блоком датчиков, и угла траектории, который является углом между горизонтальной плоскостью и заданным направлением движения воздушного судна и который получают с помощью блока автопилота;
получают заданный угол скольжения воздушного судна для выхода на заданную траекторию полета на основании угла курса, измеренного блоком датчиков, и путевого угла для заданного направления движения, полученного блоком автопилота; и
обеспечивают отображение устройством для отображения относительной разности между заданным пространственным положением относительно воздушного потока, представленным полученными заданным углом атаки и заданным углом скольжения, и текущим пространственным положением относительно воздушного потока, представленным текущим углом атаки и текущим углом скольжения воздушного судна.
RU2012153788/11A 2010-07-01 2011-06-24 Устройство отображения информации, система облегчения пилотирования и способ отображения информации RU2544283C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2010-151220 2010-07-01
JP2010151220A JP5916283B2 (ja) 2010-07-01 2010-07-01 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法
PCT/JP2011/064539 WO2012002276A1 (ja) 2010-07-01 2011-06-24 表示装置、操縦支援システム、及び表示方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012153788A RU2012153788A (ru) 2014-08-10
RU2544283C2 true RU2544283C2 (ru) 2015-03-20

Family

ID=45401993

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012153788/11A RU2544283C2 (ru) 2010-07-01 2011-06-24 Устройство отображения информации, система облегчения пилотирования и способ отображения информации

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9233761B2 (ru)
EP (1) EP2589538B1 (ru)
JP (1) JP5916283B2 (ru)
CN (1) CN102958805B (ru)
BR (1) BR112012032769A2 (ru)
CA (1) CA2803810C (ru)
RU (1) RU2544283C2 (ru)
WO (1) WO2012002276A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722888C1 (ru) * 2019-04-30 2020-06-04 ОАО "Научно-испытательный институт эргатических систем" Способ интегрального отображения параметров полётной ситуации

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9221552B2 (en) * 2012-06-29 2015-12-29 Honeywell International Inc. Aircraft systems and methods for attitude recovery
US11657721B1 (en) * 2013-08-26 2023-05-23 Otto Aero Company Aircraft with flight assistant
US20140343765A1 (en) 2012-12-28 2014-11-20 Sean Patrick Suiter Flight Assistant with Automatic Configuration and Landing Site Selection
WO2014171228A1 (ja) * 2013-04-17 2014-10-23 古野電気株式会社 自機姿勢表示装置
US9193473B2 (en) * 2013-09-20 2015-11-24 Safe Flight Instrument Corporation Angle of attack display
US9376216B2 (en) * 2014-05-30 2016-06-28 The Boeing Company Visual fuel predictor system
KR101671687B1 (ko) * 2014-12-18 2016-11-03 한국항공우주산업 주식회사 항공기의 지형추적비행용 디스플레이 방법 및 장치
EP3455136B1 (en) 2016-05-11 2020-04-29 Bombardier Inc. Method of and system for displaying an aircraft control input
CA3029131A1 (en) * 2016-06-29 2018-01-04 L-3 Technologies Avionic Products Intuitive display of angle of attack guidance on aircraft attitude indicator
US9889947B1 (en) 2016-10-13 2018-02-13 Honeywell International Inc. System and method for generating and displaying an aircraft orientation cue
EP3339809A1 (en) 2016-12-22 2018-06-27 Ecole Nationale de l'Aviation Civile Method and apparatus for controlling vehicle attitude display
US10677879B2 (en) * 2017-09-15 2020-06-09 The Boeing Company Depression angle reference tracking system
US10690554B2 (en) 2017-10-17 2020-06-23 Sikorsky Aircraft Corporation Composite airspeed indicator display for compound aircrafts
USD881206S1 (en) 2018-02-08 2020-04-14 Sikorsky Aircraft Corporation Flight display screen or portion thereof with graphical user interface including a composite indicator
USD888069S1 (en) * 2018-02-08 2020-06-23 Sikorsky Aircraft Corporation Flight display screen or portion thereof with graphical user interface including a composite indicator
FR3089955B1 (fr) * 2018-12-18 2021-05-21 Thales Sa Procede et systeme de guidage d’aide au suivi d’une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d’un aeronef
CN113086220B (zh) * 2021-03-09 2024-04-30 深圳市南航电子工业有限公司 飞行显示器的飞行显示方法、系统、电子设备及存储介质
US11577853B2 (en) 2021-04-13 2023-02-14 William M. Fisher Aircraft angle of attack and sideslip angle indicator
DE102022116786B4 (de) 2022-07-05 2024-06-13 Hung-Hsin Lin Flugzeug-Hilfsanzeigesystem zum Vermeiden Räumlicher Desorientierung

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6272404B1 (en) * 1998-03-24 2001-08-07 Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. Flight path indicated apparatus
JP2002267488A (ja) * 2001-03-14 2002-09-18 Advanced Technology Inst Of Commuter Helicopter Ltd 飛行情報表示装置
RU39960U1 (ru) * 2004-04-27 2004-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт авиационного оборудования Информационная командно-лидерная система

Family Cites Families (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3930610A (en) * 1974-06-03 1976-01-06 Hache Jean Guy Method and apparatus for obtaining accurately the angle of attack of an aircraft
US4230290A (en) * 1978-05-01 1980-10-28 Townsend Engineering Company Airplane angle of attack and direction of flight indicator
US4507657A (en) * 1983-11-07 1985-03-26 Bates Kenneth C Apparatus for determining various operational conditions of an aircraft
US4786905A (en) * 1986-03-26 1988-11-22 Sundstrand Data Control, Inc. Wind shear detector head-up display system
DE3930862A1 (de) * 1989-09-15 1991-03-28 Vdo Schindling Verfahren und einrichtung zur darstellung von flugfuehrungsinformation
JPH0467200A (ja) 1990-07-09 1992-03-03 Matsushita Electric Ind Co Ltd 有音区間判定方法
JPH0467200U (ru) * 1990-10-17 1992-06-15
US5398186A (en) * 1991-12-17 1995-03-14 The Boeing Company Alternate destination predictor for aircraft
US5590853A (en) * 1992-02-03 1997-01-07 Safe Flight Instrument Corporation Aircraft control system
US5382954A (en) * 1993-05-27 1995-01-17 Honeywell Inc. Resolution advisory display instrument for TCAS guidance
JP2832249B2 (ja) 1993-09-06 1998-12-09 科学技術庁長官官房会計課長 パイロット着陸支援装置
JP2923509B2 (ja) 1994-08-24 1999-07-26 科学技術庁長官官房会計課長 航空機の着陸支援方法及び装置
US6539290B1 (en) * 1995-06-07 2003-03-25 Dabulamanzi Holdings, Llc Method, apparatus and design procedure for controlling multi-input, multi-output (MIMO) parameter dependent systems using feedback LTI'zation
DE19614801A1 (de) * 1996-04-15 1997-10-16 Vdo Luftfahrtgeraete Werk Gmbh Verfahren und Einrichtung zur Darstellung von Flugführungsinformation
US6057786A (en) * 1997-10-15 2000-05-02 Dassault Aviation Apparatus and method for aircraft display and control including head up display
JP2872994B1 (ja) * 1998-03-26 1999-03-24 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 計器表示装置
FR2783500B1 (fr) * 1998-09-23 2000-12-08 Eurocopter France Dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef, notamment a voilure tournante et en particulier un helicoptere
US6253166B1 (en) * 1998-10-05 2001-06-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Stable algorithm for estimating airdata from flush surface pressure measurements
US6177888B1 (en) * 1999-09-08 2001-01-23 The Boeing Company Wake turbulence warning and caution system and method
US6273370B1 (en) * 1999-11-01 2001-08-14 Lockheed Martin Corporation Method and system for estimation and correction of angle-of-attack and sideslip angle from acceleration measurements
US6456905B2 (en) * 1999-12-22 2002-09-24 Honeywell International, Inc. Method and apparatus for limiting attitude drift during turns
JP3558278B2 (ja) 2000-03-27 2004-08-25 川崎重工業株式会社 フライトディレクタ表示装置
JP2004518213A (ja) * 2000-10-25 2004-06-17 ユナイテッド　パーセル　サービス　オブ　アメリカ　インコーポレイテッド コックピット交通表示用高度範囲フィルタ
US7010398B2 (en) * 2001-10-11 2006-03-07 The Boeing Company Control system providing perspective flight guidance
FR2835606B1 (fr) * 2002-02-01 2006-02-03 Thales Sa Indicateur d'attitude pour aeronef
US6751529B1 (en) * 2002-06-03 2004-06-15 Neural Robotics, Inc. System and method for controlling model aircraft
US6972696B2 (en) * 2003-03-22 2005-12-06 Rogers Steven P Aircraft future position and flight path indicator symbology
US7188007B2 (en) * 2003-12-24 2007-03-06 The Boeing Company Apparatuses and methods for displaying and receiving tactical and strategic flight guidance information
US7218245B2 (en) * 2005-01-13 2007-05-15 Honeywell International Inc. Head-down aircraft attitude display and method for displaying schematic and terrain data symbology
US7834779B2 (en) * 2005-06-29 2010-11-16 Honeywell International Inc. System and method for increasing visibility of critical flight information on aircraft displays
GB0516998D0 (en) * 2005-08-17 2006-02-15 Bae Systems Plc Aircraft target display
US7342515B2 (en) * 2005-10-12 2008-03-11 Honeywell International, Inc. Hybrid centered head-down aircraft attitude display and method for calculating displayed drift angle limit
US7403133B2 (en) * 2005-10-13 2008-07-22 Honeywell International, Inc. Dynamic primary flight displays for unusual attitude conditions
US7874521B2 (en) * 2005-10-17 2011-01-25 Hoshiko Llc Method and system for aviation navigation
US7689326B2 (en) * 2006-02-02 2010-03-30 Honeywell International Inc. Heading awareness symbology for track centered primary flight displays
ATE492869T1 (de) * 2006-02-23 2011-01-15 Commw Scient Ind Res Org System und verfahren zum identifizieren von manövern für ein fahrzeug in konfliktsituationen
FR2897840B1 (fr) * 2006-02-27 2009-02-13 Eurocopter France Procede et dispositif de traitement et de visualisation d'informations de pilotage d'un aeronef
US7724155B1 (en) * 2006-09-07 2010-05-25 Rockwell Collins, Inc. Graphical methods for enhancing attitude awareness
US7347090B1 (en) * 2006-09-14 2008-03-25 The Boeing Company Methods and systems for calculating atmospheric vehicle air data
US8229163B2 (en) * 2007-08-22 2012-07-24 American Gnc Corporation 4D GIS based virtual reality for moving target prediction
WO2009091792A2 (en) * 2008-01-15 2009-07-23 Sysense, Inc. A methodology for autonomous navigation and control of a tethered drogue
US8063798B2 (en) * 2008-06-03 2011-11-22 Honeywell International Inc. Methods and apparatus to assist pilots under conditions in which spatial disorientation may be present
US8761970B2 (en) * 2008-10-21 2014-06-24 The Boeing Company Alternative method to determine the air mass state of an aircraft and to validate and augment the primary method
US20100131126A1 (en) * 2008-11-21 2010-05-27 Honeywell International Inc. System and display element for displaying waypoint markers with integrated altitude constraint information
US7952493B2 (en) * 2008-12-10 2011-05-31 Honeywell International Inc. System and method for rendering a primary flight display having an attitude frame element
IT1392259B1 (it) * 2008-12-11 2012-02-22 Alenia Aeronautica Spa Procedimento di stima dell'angolo di incidenza e dell'angolo di derapata di un aeromobile
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
US8321077B1 (en) * 2009-04-17 2012-11-27 Gb Tech, Inc. Attitude determination with three-axis accelerometer for emergency atmospheric entry
US8219264B1 (en) * 2009-06-08 2012-07-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Close formation flight positioning system using air data measurements
US8380473B2 (en) * 2009-06-13 2013-02-19 Eric T. Falangas Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle
US8344911B1 (en) * 2010-02-18 2013-01-01 Rockwell Collins, Inc. System, module, and method for generating non-linearly spaced graduations for a symbolic linear scale
US8421649B2 (en) * 2010-02-22 2013-04-16 Jerry Lee Marstall Aircraft attitude systems
US8897932B2 (en) * 2010-06-07 2014-11-25 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Flight control support device
CA2804115C (en) * 2010-07-02 2016-08-23 Sandel Avionics, Inc. Aircraft hover system and method
FR2967769B1 (fr) * 2010-11-23 2012-11-16 Thales Sa Instruments combine de secours et procede de calibration de l'instrument combine de secours
US9822757B2 (en) * 2011-02-23 2017-11-21 The Woods Hole Group, Inc. Underwater tethered telemetry platform
US8665120B2 (en) * 2011-05-25 2014-03-04 The Boeing Company Primary flight display pitch- and power-based unreliable airspeed symbology
JP6207908B2 (ja) * 2012-11-29 2017-10-04 三菱重工業株式会社 航空機管理装置、航空機、及び航空機管理方法
US9193473B2 (en) * 2013-09-20 2015-11-24 Safe Flight Instrument Corporation Angle of attack display

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6272404B1 (en) * 1998-03-24 2001-08-07 Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. Flight path indicated apparatus
JP2002267488A (ja) * 2001-03-14 2002-09-18 Advanced Technology Inst Of Commuter Helicopter Ltd 飛行情報表示装置
RU39960U1 (ru) * 2004-04-27 2004-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт авиационного оборудования Информационная командно-лидерная система

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Большая Российская энциклопедия "Авиация", М.:, 1994. стр. 301,462,520,521,554,600. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2722888C1 (ru) * 2019-04-30 2020-06-04 ОАО "Научно-испытательный институт эргатических систем" Способ интегрального отображения параметров полётной ситуации

Also Published As

Publication number Publication date
EP2589538B1 (en) 2019-01-02
US9233761B2 (en) 2016-01-12
JP2012011910A (ja) 2012-01-19
CN102958805B (zh) 2015-07-01
US20130096738A1 (en) 2013-04-18
CA2803810A1 (en) 2012-01-05
JP5916283B2 (ja) 2016-05-11
WO2012002276A1 (ja) 2012-01-05
CA2803810C (en) 2016-02-16
BR112012032769A2 (pt) 2016-12-20
RU2012153788A (ru) 2014-08-10
CN102958805A (zh) 2013-03-06
EP2589538A1 (en) 2013-05-08
EP2589538A4 (en) 2017-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2544283C2 (ru) Устройство отображения информации, система облегчения пилотирования и способ отображения информации
US9640081B2 (en) System and method for displaying a runway position indicator
US4825374A (en) Aircraft descent guide system and method for creating descent guidance information
US8442706B2 (en) Module for integrated approach to an offshore facility
EP2560152B1 (en) Aircraft vision system including a runway position indicator
US9274529B2 (en) Safe emergency landing of a UAV
US8498769B2 (en) Method of short-term rejoining of a flight plan by radar guidance of an aircraft
US20130041529A1 (en) Aircraft vision system having redundancy for low altitude approaches
US8615337B1 (en) System supporting flight operations under instrument meteorological conditions using precision course guidance
EP3364154A1 (en) Cockpit display systems and methods for generating cockpit displays including direct approach energy management symbology
US9611053B2 (en) Method of facilitating the approach to a platform
US11915603B2 (en) Docking guidance display methods and systems
EP3082121A1 (en) Aircraft systems and methods to display moving landing platforms
US9446855B2 (en) Method of facilitating the approach to a platform
RU2242800C2 (ru) Способ захода на посадку
RU2585204C1 (ru) Способ управления летательным аппаратом при заходе на навигационную точку с заданного направления
US20080300740A1 (en) GPS autopilot system
RU2549145C1 (ru) Способ управления траекторией посадки летательного аппарата на запрограммированный аэродром
US20120136513A1 (en) Accelerometer autopilot system
CN114489123A (zh) 一种固定翼飞行器水平航线切换的装置
RU2478523C2 (ru) Способ управления самолетом при заходе на посадку
RU2578202C1 (ru) Способ навигации, посадки и взлета вертолета
Stojcsics et al. Autonomous takeoff and landing control for small size unmanned aerial vehicles
EP3926608A2 (en) Docking guidance display methods and systems
Shamsiyev IMPROVING THE AIRSPACE EFFICIENCY ON BASIS OF REGIONAL NAVIGATION