RU2654455C1 - Method of the aircraft coordinate identification when landing on the aircraft carrier and the device for its implementation - Google Patents
Method of the aircraft coordinate identification when landing on the aircraft carrier and the device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2654455C1 RU2654455C1 RU2016147175A RU2016147175A RU2654455C1 RU 2654455 C1 RU2654455 C1 RU 2654455C1 RU 2016147175 A RU2016147175 A RU 2016147175A RU 2016147175 A RU2016147175 A RU 2016147175A RU 2654455 C1 RU2654455 C1 RU 2654455C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- coordinates
- scanning
- reflectors
- landing
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 3
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 239000003550 marker Substances 0.000 description 2
- 238000001556 precipitation Methods 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 239000003086 colorant Substances 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000036039 immunity Effects 0.000 description 1
- 230000035790 physiological processes and functions Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000013519 translation Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F1/00—Ground or aircraft-carrier-deck installations
- B64F1/18—Visual or acoustic landing aids
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Acoustics & Sound (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к геодезии и навигации и, в частности, предназначено для определения координат объекта и элементов внешнего ориентирования относительно взлетно-посадочной палубы авианосца.The invention relates to geodesy and navigation, and, in particular, is intended to determine the coordinates of the object and elements of external orientation relative to the takeoff and landing deck of an aircraft carrier.
Известен способ посадки самолета, в котором радиотехническими средствами формируют в пространстве курсовую и глиссадную условные линии, проекции которых совпадают с продольной осью взлетно-посадочной полосы (ВПП), измеряют угловые отклонения самолета от курсовой и глиссадной линии, минимизируют эти отклонения путем управления боковым и продольным движениями самолета в процессе снижения по глиссаде, после чего посадку осуществляют визуально, наблюдая огни светотехнического оборудования аэродрома [1. Кассии Ю.Г. и др. «Автоматическое управление самолетом при заходе на посадку». Рига, Институт инженеров ГА, 1979; 2. Белогородский С.Л. «Автоматизация управления посадкой самолета». Москва, Транспорт, 1972].There is a method of landing an aircraft in which radio engineering means form a heading and glide path conditional lines, the projections of which coincide with the longitudinal axis of the runway, measure the angular deviations of the airplane from the heading and glide path, minimize these deviations by controlling the lateral and longitudinal the movements of the aircraft in the process of descent along the glide path, after which the landing is carried out visually, observing the lights of the lighting equipment of the airfield [1. Cassia Yu.G. and others. "Automatic control of the aircraft at approach". Riga, GA Institute of Engineers, 1979; 2. Belogorodsky S.L. "Automation of aircraft landing control." Moscow, Transport, 1972].
Основными недостатками, препятствующими достижению требуемого технического результата при использовании данного способа, являются сложность и большая стоимость радиосветотехнического оборудования аэродрома, значительная площадь летного поля, влияние радиопомех, создаваемых взлетающими и выруливающими самолетами, а также объектами на местности, от которых происходит переотражение радиосигналов. Значительные помехи вызывают также неблагоприятные метеоусловия (грозы, туманы, осадки). Кроме того, автоматическое управление самолетом осуществляется только на этапе его снижения по глиссаде и отсутствует на этапе выравнивания, что уменьшает безопасность посадки.The main disadvantages that impede the achievement of the required technical result when using this method are the complexity and high cost of the radio lighting equipment of the aerodrome, the significant area of the airfield, the influence of radio interference caused by take-off and taxiing aircraft, as well as objects on the ground from which the radio signals are reflected. Significant interference is also caused by adverse weather conditions (thunderstorms, fogs, precipitation). In addition, automatic control of the aircraft is carried out only at the stage of its descent along the glide path and is absent at the leveling stage, which reduces landing safety.
Известны способы визуальной посадки самолета, в которых управление боковым и продольным движениями самолета осуществляют, наблюдая либо цвета, либо периодичность появления, либо скорость перемещения в пространстве лучей света, направляемых из точки посадки в сторону заходящего на посадку самолета. При этом о местоположении самолета на линии глиссады или курса судят по наблюдению луча одного определенного цвета, либо по интенсивности излучения источников света, либо по совмещению источников света, либо по отсутствию перемещения лучей в пространстве [Б.Л. Перри. «Оптические навигационные системы: анализ, разработка и развитие». Сводный отчет Морской исследовательской лаборатории об исследованиях ночной посадки самолетов на авианосцы. МО СССР, перевод 12, 1970; Патенты США: N 4.554.543, Н. кл. 340-948, 1983 г.; N 3.581.275, Н. кл. 340-25, 1971 г.; N 3.500.306, Н. кл. 340-25, 1970 г.; N 5.136.288, М. кл. B64F 1/18, 1992 г.; Патент ФРГ N 3107377, М. кл. B64F 1/18,1987 г.; АС СССР N 726794, М. кл. B64F 1/18, 1992 г.].Known methods for visual landing of an aircraft, in which the lateral and longitudinal movements of the aircraft are controlled by observing either the colors or the frequency of occurrence, or the speed of movement in space of light rays directed from the landing point towards the plane approaching the landing. At the same time, the location of the aircraft on the glide path or course line is judged by observing a beam of one particular color, either by the intensity of the radiation of light sources, or by combining light sources, or by the absence of ray movement in space [B.L. Perry "Optical navigation systems: analysis, development and development." A summary report of the Marine Research Laboratory on studies of the night landing of aircraft on aircraft carriers. USSR Ministry of Defense,
Причины, препятствующие достижению требуемого технического результата при использовании визуальных способов посадки, состоят в том, что они неработоспособны в сложных метеоусловиях (сильный туман, низкая плотная облачность и т.п.), не обеспечивают достаточную точность пилотирования по оптимальным глиссаде и курсу. Кроме того, точность пилотирования зависит от физиологического состояния пилота.The reasons that impede the achievement of the required technical result when using visual landing methods are that they are inoperative in adverse weather conditions (strong fog, low dense cloud cover, etc.) and do not provide sufficient piloting accuracy for the optimal glide path and heading. In addition, the accuracy of piloting depends on the physiological state of the pilot.
Известны радиотехнические способы ориентирования при заходе на посадку, в которых принимаются сигналы от установленных по периметру ВПП активных или пассивных маркеров, преобразуют их в видеосигналы, отображают в дисплее и по угловому положению отметок, отображающих контуры ВПП относительно вертикальной оси экрана дисплея, судят о направлении движения самолета относительно оси ВПП [Патент США N 4.101.893, Н. кл. 343-108, 1978 г.; Патент ФРГ N 3629911, М. кл. B64F 1/18, 1993 г.].Known radio-technical methods of orientation during approach, in which signals from active or passive markers installed around the runway are received, converted into video signals, displayed in the display and by the angular position of marks showing the contours of the runway relative to the vertical axis of the display screen, judge the direction of movement aircraft relative to the axis of the runway [US Patent N 4.101.893, N. cl. 343-108, 1978; German patent N 3629911, M. cl.
Недостатки данных способов, заключаются в том, что они, обеспечивая формирование видеообраза ВПП, не рассчитывают координат положения самолета относительно ВПП и не обеспечивают информационной связи с системой управления, что не позволяет реализовать полу- и автоматические режимы посадки. Применяемые маркеры не позволяют определять положение самолета на всех этапах посадки с точностью, необходимой для реализации автоматической посадки, особенно в процессе выравнивания.The disadvantages of these methods are that they, providing the formation of a video image of the runway, do not calculate the coordinates of the position of the aircraft relative to the runway and do not provide information communication with the control system, which does not allow for semi- and automatic landing modes. The used markers do not allow determining the position of the aircraft at all stages of landing with the accuracy necessary for the implementation of automatic landing, especially during the leveling process.
Известен способ автоматического управление самолетом на этапе посадки, который основан на определении местоположения самолета относительно посадочной полосы путем трехканального приема и совместной цифровой обработки полученных сигналов, излучаемых расположенными вдоль боковых кромок посадочной полосы маркерами в световом, инфракрасном и миллиметровом радиолокационном диапазонах длин волн. В каждом диапазоне формируют изображения совокупности маркеров, попавших в поле зрения бортового приемного устройства. Эти изображения совмещают и по взаимному расположению отметок от трех наиболее разнесенных маркеров и данным о расстояниях между ними на земле рассчитывают координаты самолета относительно ВПП, по которым формируют сигналы управления самолетом [Патент РФ №2055785, опубл. 10.03.1996 г., М. кл B64F 1/20, G08G 5/02].There is a method of automatically controlling an airplane at the landing stage, which is based on determining the location of the aircraft relative to the landing strip by three-channel reception and joint digital processing of the received signals emitted by markers located along the lateral edges of the landing strip in the light, infrared and millimeter radar wavelength ranges. In each range, images of a set of markers that fall into the field of view of the on-board receiver are formed. These images combine the relative position of marks from the three most spaced markers and the data on the distances between them on the ground calculate the coordinates of the aircraft relative to the runway, which form the control signals of the aircraft [RF Patent No. 2055785, publ. 03/10/1996, M. cl.
Недостатками данного изобретения является невысокая точность определения координат самолета при острых углах, образованных направлениями на маркеры. Кроме того, данный способ не позволяет определять элементы ориентирования самолета (углы крена, тангажа и рысканья).The disadvantages of this invention is the low accuracy of determining the coordinates of the aircraft at acute angles formed by the directions to the markers. In addition, this method does not allow to determine the orientation elements of the aircraft (roll angles, pitch and yaw).
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ автоматической посадки самолета, включающий прием излучения от точечных световых маркеров, установленных на одной линии по оси ВПП на определенных расстояниях друг от друга, измерение углов между направлениями на маркеры, преобразование световых сигналов в электрические, пропорциональные измеренным углам, измерение высоты с помощью высотомера, формирование сигналов управления самолетом в вертикальной и горизонтальной плоскостях. При этом управление в горизонтальной плоскости осуществляют, минимизируя угол между направлениями на ближний и дальний маркеры. Для формирования сигналов управления самолетом в вертикальной плоскости последовательно измеряют углы между направлениями на соседние маркеры и высоту самолета над первым из них по ходу полета [Патент Японии N 56-112398, кл. B64D 45/08, 1981 (прототип)].The closest in technical essence and the achieved result is a method of automatic landing of an aircraft, including receiving radiation from point light markers installed on the same line along the axis of the runway at certain distances from each other, measuring angles between directions on the markers, converting light signals into electrical, proportional measured angles, measuring altitude with an altimeter, generating aircraft control signals in the vertical and horizontal planes. In this case, control in the horizontal plane is carried out, minimizing the angle between the directions to the near and far markers. To generate aircraft control signals in a vertical plane, the angles between the directions to adjacent markers and the aircraft height above the first of them in the course of flight are successively measured [Japan Patent N 56-112398, cl. B64D 45/08, 1981 (prototype)].
Недостатки данного способа, препятствующие достижению требуемого технического результата, заключаются в следующем:The disadvantages of this method, preventing the achievement of the required technical result, are as follows:
В сложных метеоусловиях или при ярком солнечном освещении способ может оказаться неработоспособным:In difficult weather conditions or in bright sunlight, the method may be inoperative:
1. Ha этапе выравнивания при приземлении самолета возможна потеря видимости маркеров, что не позволяет осуществить автоматическое управление посадки до конца.1. At the leveling stage, when the aircraft lands, there may be a loss of marker visibility, which does not allow for automatic landing control to the end.
2. В случае выхода из строя одного или нескольких маркеров нарушается процесс определения положения самолета относительно ВПП, что снижает точность пилотирования и, соответственно, безопасность посадки.2. In the event of failure of one or more markers, the process of determining the position of the aircraft relative to the runway is violated, which reduces the accuracy of piloting and, accordingly, the safety of landing.
3. Точность управления самолетом также снижается вследствие ошибок измерения мгновенных значений высоты при пролете самолетом маркера.3. The accuracy of aircraft control is also reduced due to errors in measuring instantaneous altitude values when flying an aircraft marker.
4. Применение высокоточного высотомера малых высот усложняет систему и существенно увеличивает ее стоимость. Кроме того, маркеры должны быть углублены в поверхность ВПП, чтобы не мешать движению самолета после приземления. Поэтому они представляют собой сложные технические устройства, причем их видимость ограничена углами входа самолета в глиссаду, что не позволяет обеспечить всеракурсность поиска ВПП.4. The use of a high-precision altimeter of small heights complicates the system and significantly increases its cost. In addition, markers should be recessed into the surface of the runway so as not to interfere with the movement of the aircraft after landing. Therefore, they are complex technical devices, and their visibility is limited by the angles of entry of the aircraft into the glide path, which does not allow for providing all-round search of the runway.
Недостатком данного способа и устройства является также сложность реализации непрерывного наведения узконаправленных световых пучков на отражатели при движении объекта, невысокая точность определения координат при острых (тупых) углах пространственной засечки, т.е при движении объекта на низких высотах, а также сильное ослабление или отсутствие сигнала при выпадении осадков, что затрудняет использование указанного изобретения. Кроме того, этот способ не может быть использован для определения углов крена тангажа и рысканья.The disadvantage of this method and device is the difficulty in implementing continuous guidance of narrow beams of light on the reflectors when moving an object, the low accuracy of determining coordinates at sharp (obtuse) angles of spatial notching, i.e. when moving an object at low altitudes, as well as strong attenuation or absence of a signal with precipitation, which makes it difficult to use the specified invention. In addition, this method cannot be used to determine pitch and yaw angles.
Основной задачей изобретения является высокоточное автономное определение местоположения самолета. Одним из эффективных путей повышения безопасности является повышение точности и помехозащищенности определения посадочных координат самолета и элементов ориентирования.The main objective of the invention is a highly accurate autonomous positioning of the aircraft. One of the effective ways to increase safety is to increase the accuracy and noise immunity of determining the landing coordinates of the aircraft and orientation elements.
Целью изобретения является повышение точности определения координат и элементов ориентирования самолета и безопасности его посадки на ВПП, в том числе при неблагоприятных погодных условиях, а также снижение затрат на техническое оснащение ВПП и уменьшение радиоизлучения.The aim of the invention is to increase the accuracy of determining the coordinates and orientation elements of the aircraft and the safety of its landing on the runway, including in adverse weather conditions, as well as reducing the cost of technical equipment of the runway and reducing radio emission.
Поставленная цель достигается тем, что для определения координат и элементов ориентирования самолета используется сканирование тремя лазерными пучками нескольких полос отражателей (катафотов), которые расположены на авианосце и положение которых точно определено в связанной системе координат корабля. Плоскости сканирования лазерных пучков жестко связаны с системой координат самолета XYZ и образуют между собой углы, обеспечивающие оптимальную дальность действия и точность измерения координат относительно ВПП авианосца. Прием сигналов, отраженных от полос отражателей, осуществляют с помощью сигнальных фотоприемников и видеокамеры, поле зрения которой охватывает все поле сканирования отражательных полос. Определение координат самолета осуществляется триангуляционным методом с использованием известного расстояния между отражателями (базиса) и измеренных параллактических углов, образованных направлениями из центров сканирования на отражатели. Дальность определяется по измеренному параллактическому углу, образованному направлениями из центра сканирования на систему параллельных отражателей, образующих базисы измерений. Одновременно координаты самолета определяют фотограмметрическим методом на основе результатов измерений, полученных с помощью видеокамеры. Таким образом, координаты и элементы ориентирования самолета получают одновременно дважды на основе обработки независимых измерений, выполненных триангуляционным и фотограмметрическими методами.This goal is achieved by the fact that to determine the coordinates and orientation elements of the aircraft, three laser beams are used to scan several reflector bands (reflectors), which are located on the aircraft carrier and whose position is precisely determined in the associated coordinate system of the ship. The scanning planes of laser beams are rigidly connected with the coordinate system of the XYZ aircraft and form angles between themselves, providing an optimal range and accuracy of measuring coordinates relative to the runway of the aircraft carrier. Reception of signals reflected from the reflector bands is carried out using signal photodetectors and a video camera, the field of view of which covers the entire field of scanning of the reflective bands. The coordinates of the aircraft are determined by the triangulation method using the known distance between the reflectors (basis) and the measured parallactic angles formed by the directions from the centers of scanning to the reflectors. The range is determined by the measured parallactic angle formed by the directions from the center of scanning to a system of parallel reflectors that form the basis of measurements. At the same time, the coordinates of the aircraft are determined by the photogrammetric method based on the measurement results obtained using the video camera. Thus, the coordinates and orientation elements of the aircraft are obtained simultaneously twice based on the processing of independent measurements made by triangulation and photogrammetric methods.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1а (вид с кормы) и фиг. 1b (вид сверху) представлен один из возможных вариантов схемы расположения отражателей на авианосце. Все отражатели с 1 по 12 выполнены в виде полос из катафота (набора микропризм и т.д.); на фиг. 2 показана блок-схема устройства определения координат и элементов ориентирования самолета, состоящая из видеокамеры I и трех идентичных сканирующих блоков II, III и IV; на фиг. 3 показана схема измерения параллактических углов αA1, αA2, αA3, αА4, αА5, αA6 в лазерной плоскости А, задаваемой сканирующим блоком II; на фиг. 4 показана схема измерения параллактических углов αB1, αB2 в лазерной плоскости В, задаваемой сканирующим блоком III; на фиг. 5 показана схема измерения параллактического угла αC1 в лазерной плоскости С, задаваемой сканирующим блоком IV; на фиг. 6 показана структурная схема сканирующего блока II; на фиг. 7 показана временная диаграмма сигналов, получаемых на выходе сигнального и опорного фотоприемников, установленных в сканирующем блоке.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1a (view from the stern) and FIG. 1b (top view) presents one of the possible options for the arrangement of reflectors on an aircraft carrier. All reflectors from 1 to 12 are made in the form of strips from reflectors (a set of microprisms, etc.); in FIG. 2 shows a block diagram of a device for determining coordinates and orientation elements of an aircraft, consisting of a video camera I and three identical scanning units II, III, and IV; in FIG. 3 shows a diagram for measuring the parallactic angles α A1 , α A2 , α A3 , α A4 , α A5 , α A6 in the laser plane A defined by the scanning unit II; in FIG. 4 shows a diagram for measuring the parallactic angles α B1 , α B2 in the laser plane B defined by the scanning unit III; in FIG. 5 shows a diagram for measuring the parallactic angle α C1 in the laser plane C defined by the scanning unit IV; in FIG. 6 shows a block diagram of a scanning unit II; in FIG. 7 shows a timing diagram of the signals received at the output of the signal and reference photodetectors installed in the scanning unit.
Устройство выполнено следующим образом.The device is as follows.
На фиг. 1a (вид с кормы) и фиг. 1b (вид сверху) представлен один из возможных вариантов схемы расположения отражателей на авианосце. Все отражатели (с 1 по 12) выполнены в виде полос из катафота (набора микропризм и т.д.). Отражатели 1 и 3 располагаются на корме в одной вертикальной плоскости параллельно водной поверхности и друг другу на расстоянии b1 друг от друга, а отражатель 2 - по диагонали между ними. Отражатель 3 имеет вид уголка, верхняя плоскость которого расположена на кормовой части палубы, а нижняя - на вертикальной плоскости на корме, в которой располагаются отражатели 1 и 2. Ширина отражателей соответствует размеру лазерного пятна, создаваемого сканером. Отражатели 4, 5, 6, размещены в вертикальной плоскости, которая перпендикулярна плоскости оси ВПП авианосца. Эта плоскость расположена между кормой и непосредственно перед «островом» авианосца. Отражатели 4 и 6 вертикальны и параллельны друг другу. Они установлены на расстоянии b2 друг от друга, а отражатель 5, установленный в той же вертикальной плоскости располагается по диагонали к ним. Длина (высота) отражателей 4, 5 и 6 соответствует высоте «острова». На ВПП авианосца параллельно друг другу и перпендикулярно оси ВПП установлены на одинаковом интервале отражательные полосы 3 (верхняя часть отражателя, закрепленная на корме), 7, 8, 9 и 10. Отражатели 11 и 12 установлены по краям ВПП и параллельно ее оси.In FIG. 1a (view from the stern) and FIG. 1b (top view) presents one of the possible options for the arrangement of reflectors on an aircraft carrier. All reflectors (from 1 to 12) are made in the form of strips from reflectors (a set of microprisms, etc.).
На фиг. 2 показана блок-схема устройства определения координат и элементов ориентирования самолета, которая состоит из видеокамеры I и трех идентичных сканирующих блоков II, III и IV. Предлагаемое устройство установлено на борту самолета и определенным образом ориентированно относительно связанной системы координат самолета (XYZ). Лазерные плоскости А, В и С создаются сканирующими блоками II, III и IV путем развертки лазерных лучей с постоянной угловой скоростью ω.In FIG. 2 shows a block diagram of a device for determining coordinates and orientation elements of an aircraft, which consists of a video camera I and three identical scanning blocks II, III, and IV. The proposed device is installed on board the aircraft and in a certain way oriented relative to the associated coordinate system of the aircraft (XYZ). Laser planes A, B and C are created by scanning blocks II, III and IV by scanning laser beams with a constant angular velocity ω.
Лазерная сканирующая плоскость А, задаваемая сканирующим блоком II, параллельна (вертикальной) плоскости YOZ самолета и пересекает отражательные полосы отражателей 1, 2, 3, 7, 8, 9, 10 (фиг. 3) в точках, направления на которые из центра сканирования образуют параллактические углы αA1, αA2, αA3, αА4, αА5, αA6.The laser scanning plane A, defined by the scanning unit II, is parallel to the (vertical) plane YOZ of the aircraft and intersects the reflective stripes of the
Лазерная сканирующая плоскость В, задаваемая сканирующим блоком III (фиг. 4), лежит в плоскости, параллельной плоскости XOZ и пересекает отражатели 4, 5 и 6 по горизонтальной линии.The laser scanning plane B defined by the scanning unit III (FIG. 4) lies in a plane parallel to the XOZ plane and intersects the
Сканирующая плоскость С, задаваемая блоком IV (фиг. 5), лежит под острым углом к плоскости XOZ, величина которого зависит от угла наклона глиссады и положения точки приземления на палубе авианосца. Этот угол задается таким образом, чтобы при снижении самолета по глиссаде сканирующая плоскость С пересекала отражатели 11 и 12, установленные по краям ВПП параллельно друг другу и оси ВПП. Эта линия пересечения, создаваемая сканирующей плоскостью, перпендикулярна оси ВПП и проходит рядом с кормой параллельно отражателю -3 (а также параллельно отражателям 7, 8, 9 и 10).The scanning plane C, defined by block IV (Fig. 5), lies at an acute angle to the XOZ plane, the value of which depends on the angle of inclination of the glide path and the position of the touchdown point on the deck of the aircraft carrier. This angle is set so that when the plane descends along the glide path, the scanning plane C intersects the
Видеокамера I установлена относительно трех сканирующих блоков таким образом, чтобы во время нахожденния самолета на глиссаде в ее поле зрения, показанное на фиг. 5 в виде овала, всегда находились все облучаемые отражатели, установленные на борту авианосца.The video camera I is mounted relative to the three scanning units so that while the aircraft is on the glide path in its field of view, shown in FIG. 5 in the form of an oval, there were always all the irradiated reflectors mounted on board the aircraft carrier.
На фиг. 6 показана структурная схема одного из сканирующих блоков - блока II (блоки II, III и IV идентичны), который как и два других сканирующих блока и видеокамера I подключены к электронному блоку 13.In FIG. 6 is a structural diagram of one of the scanning blocks — block II (blocks II, III, and IV are identical), which, like the other two scanning blocks and the video camera I, are connected to the
Каждый сканирующий блок содержит электродвигатель 14, на выходном конце вала которого закреплено сканирующее зеркало 16, а против центра сканирования установлен опорный фотоприемник 15. Излучатель 17, содержащий лазер и коллимирующую систему, установлен против прямоугольной призмы 18, отражающей луч на сканирующее зеркало 16.Each scanning unit contains an
Сканирующая плоскость А, создаваемая лазерным лучом, пересекает отражатели 2, 3, 7, 8, 9 и 10, установленные на ВПП авианосца (сканирующие плоскости В и С и места их пересечения с отражателями на фиг. 6 не показаны). Линии пересечения сканирующей плоскости А с отражателями образуют параллактические углы αA1, αA2, αA3, αА4, αА5, αA6. Телескопическая система 19 служит для приема отраженных сигналов от отражателей. Против окуляра телескопической системы установлен сигнальный фотоприемник 20, который подключен к электронному блоку 13. К электронному блоку 13 также подключены электродвигатель 14, опорный фотоприемник 15, сигнальный фотоприемник 20 и излучатель 17.The scanning plane A created by the laser beam crosses the
На фиг. 7 показана временная диаграмма сигналов, получаемых на выходе сигнального и опорного фотоприемников, установленных в сканирующем блоке. Т - временной интервал между импульсами с опорного фотоприемника, который соответствует периоду сканирования. Временные интервалы τAi, τBi, τCi, между импульсами с сигнальных фотоприемников, установленных в сканирующих блоках II, III и IV, соответствуют измеряемым параллактическим углам, образованным направлениями из центра развертки на отражатели в плоскостях сканирования А, В, С.In FIG. 7 shows a timing diagram of the signals received at the output of the signal and reference photodetectors installed in the scanning unit. T is the time interval between pulses from the reference photodetector, which corresponds to the scanning period. The time intervals τ Ai , τ Bi , τ Ci between the pulses from the signal photodetectors installed in the scanning blocks II, III and IV correspond to the measured parallactic angles formed by the directions from the center of the scan to reflectors in the scanning planes A, B, C.
Согласно предлагаемому способу развертка лазерных лучей осуществляется с постоянной угловой скоростью ω. За каждый период сканирования T (фиг. 7) в каждой плоскости сканирования определяют параллактические углы α на отражатели, которые вычисляют с учетом временных интервалов τ между импульсами, отраженными от полос отражателей:According to the proposed method, the scanning of laser beams is carried out with a constant angular velocity ω. For each scanning period T (Fig. 7), in each scanning plane, the parallactic angles α to the reflectors are determined, which are calculated taking into account the time intervals τ between pulses reflected from the reflector bands:
Одновременно осуществляется редуцирование полученных результатов за счет контроля угловой скорости сканирования путем вычисления ее значения за текущий период:At the same time, the results obtained are reduced by controlling the angular scanning speed by calculating its value for the current period:
По измеренным параллактическим углам в трех плоскостях сканирования и базисам b (расстояниям) между параллельными полосами отражателей с учетом углов между плоскостями сканирования, заданными конструктивно, определяют триангуляционным методом прямоугольные координаты самолета и элементы ориентирования (углы крена, тангажа и рысканья).From the measured parallactic angles in the three scan planes and the bases b (distances) between the parallel reflector strips, taking into account the angles between the scan planes given constructively, the plane coordinates and orientation elements (roll, pitch and yaw angles) are determined by the triangulation method.
Устройство для определения координат самолета на этапе посадки работает следующим образом.A device for determining the coordinates of the aircraft at the landing stage works as follows.
При включении устройства (фиг. 6) излучатель 17 каждого из сканирующих блоков (II, III и IV) генерирует лазерный луч, который после отражения от призмы 18 попадает на вращающееся зеркало 16, установленное на выходном конце вала электродвигателя 14, подключенного к электронному блоку 13. Зеркало 16 вращается с постоянной угловой скоростью и периодически облучает отражатели от 1 до 12, установленные на авианосце (фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5), а также опорный фотоприемник 15. Частота сканирования может составлять сотни и даже тысячи Гц. (Согласно требованиям IKAO частота измерений должна быть 10 Гц.) Отраженные световые сигналы возвращаются на вращающееся зеркало 16 и поступают на вход оптической системы (телескопа) 19 и затем на сигнальный фотоприемник 20. Сигнальный 20 и опорный 15 фотоприемники подключены к электронному блоку 13, который усиливает, формирует и обрабатывает сигналы с фотоприемников всех сканирующих узлов.When you turn on the device (Fig. 6), the
Параллактические углы αi на отражатели вычисляют по временным интервалам τi; между измеренными импульсами и угловой скорости сканирования ω (формулы 1…9). В свою очередь угловую скорость сканирования вычисляют по измеренному периоду сканирования (формула 10). Используя значения базиса b (заданного расстояния между отражательными полосами) и измеренных параллактических углов, а также учитывая заданные конструктивно углы между сканирующими плоскостями А, В и С, вычисляют триангуляционным методом координаты XYZ и элементы ориентирования (углы крена, тангажа и рысканья) самолета на этапе посадки (взлета). Результаты математического моделирования показывают, что при точности измерения параллактических углов порядка 1 (одной) угловой минуты (что сравнительно легко достижимо) точность определения элементов ориентирования составляет также порядка 1 (одной) угловой минуты, а определения координат X, Y (высоты и отклонения от оси ВПП) порядка 3 см. Точность определения Z (расстояния до точки приземления) составляет 0,5 м и повышается с приближением к точке приземления.The parallactic angles α i on the reflectors are calculated from the time intervals τ i ; between the measured pulses and the angular scan rate ω (
Определение координат летательного аппарата с помощью видекамеры (фиг. 1) выполнятся точкам отражательных полос, облучаемым в момент сканирования лазером. Эти облучаемые точки фиксируются видекамерой (фиг. 2) Обработка результатов измерений осуществляется фотограмметрическими методами. Обычно частота съемки с помощью видекамеры характеризуется величиной 25 Гц и более, что отвечает требованиям IKAO. На этапе глиссады (т.е. при удалнении от авианосца 1 км и менее) координаты самолета определяют с точностью до нескольких см, а углы ориентирования с точностью порядка 1 мин. Расстояние до точки приземления определяется с точностью порядка 0,5 м.The determination of the coordinates of the aircraft using the video camera (Fig. 1) will be made to the points of the reflective bands irradiated at the time of scanning by the laser. These irradiated points are recorded by a video camera (Fig. 2). Processing of the measurement results is carried out by photogrammetric methods. Typically, the frequency of shooting with a video camera is characterized by a magnitude of 25 Hz or more, which meets the requirements of IKAO. At the glide path stage (i.e., at a distance of 1 km or less from the aircraft carrier), the coordinates of the aircraft are determined with an accuracy of several cm, and the orientation angles with an accuracy of the order of 1 min. The distance to the touchdown point is determined with an accuracy of about 0.5 m.
Так как начало глиссады для боевых самолетов находится на расстоянии порядка 1 км, а угол глиссады составляет 4,5 км, то при точности измерения параллактических углов порядка 1 (одной) угловой минуты, что технически легко достижимо. В этом случае точность измерения текущих координат самолета над палубой авианосца составляет единицы см, а углов крена, тангажа и рысканья - единицы угловых минут. Так как определение расстояний осуществляется параллактическим способом по известному расстоянию (базису) между отражателями, то точность измерения расстояний до точки приземления снижается пропорционально расстоянию, и, если над палубой она составляет единицы см, то на удалении 1 км, т.е. в начале глиссады составляет 10 м. Так как в момент движения самолета по глиссаде лазерный пучок проходит сравнительно короткое расстояние до отражателей, то даже при плохих условиях видимости предлагаемое устройство будет работать устойчиво. Например, усилители сигнальных фотодиодов обеспечивают прием сигнала от лазера на расстоянии более 40 км при хороших условиях видимости. Поэтому подбирают мощность лазерного излучателя такой, чтобы обеспечить устойчивую работу устройства на глиссаде при видимости соответствующей III категории посадочных минимумов.Since the beginning of the glide path for combat aircraft is at a distance of about 1 km, and the glide path angle is 4.5 km, with the accuracy of measuring the parallactic angles of the order of 1 (one) arc minute, which is technically easy to achieve. In this case, the accuracy of measuring the current coordinates of the aircraft above the deck of the aircraft carrier is units of cm, and the angles of roll, pitch and yaw are units of angular minutes. Since the determination of distances is carried out in a parallactic manner by the known distance (basis) between the reflectors, the accuracy of measuring the distances to the touchdown point decreases in proportion to the distance, and if it is several cm above the deck, then at a distance of 1 km, i.e. at the beginning of the glide path is 10 m. Since the laser beam travels a relatively short distance to the reflectors at the moment the aircraft moves along the glide path, the proposed device will work stably even under poor visibility conditions. For example, signal photodiode amplifiers provide signal reception from a laser at a distance of more than 40 km under good visibility conditions. Therefore, they select the power of the laser emitter so as to ensure stable operation of the device on the glide path with the visibility of the corresponding category III landing minima.
При этом для получения координат самолета не требуется никакого радиотехнического оборудования. Для повышения надежности определение координат самолета используется видеокамера. Координаты и расстояния между точками облучения отражателей при сканировании известны или могут быть вычислены. Эти же величины определяют с помощью видеокамеры и затем фотограмметричеким методом по снимку определяют координаты самолета и элементы ориентирования. Так как с помощью видеокамеры измерения выполняются с небольшого удаления от палубы авианосца (2 км и менее), то точность измерения координат самолета фотограмметрическим методом составляет также единицы см, а элементов ориентирования - единицы минут.However, to obtain the coordinates of the aircraft does not require any radio equipment. To increase the reliability of determining the coordinates of the aircraft, a video camera is used. The coordinates and distances between the irradiation points of the reflectors during scanning are known or can be calculated. The same values are determined using a video camera and then the coordinates of the aircraft and orientation elements are determined by the photogrammetric method from the picture. Since using a video camera, measurements are taken from a small distance from the deck of an aircraft carrier (2 km or less), the accuracy of measuring the coordinates of an airplane using the photogrammetric method is also units of cm, and orientation elements - units of minutes.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016147175A RU2654455C1 (en) | 2016-12-01 | 2016-12-01 | Method of the aircraft coordinate identification when landing on the aircraft carrier and the device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016147175A RU2654455C1 (en) | 2016-12-01 | 2016-12-01 | Method of the aircraft coordinate identification when landing on the aircraft carrier and the device for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2654455C1 true RU2654455C1 (en) | 2018-05-17 |
Family
ID=62152901
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016147175A RU2654455C1 (en) | 2016-12-01 | 2016-12-01 | Method of the aircraft coordinate identification when landing on the aircraft carrier and the device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2654455C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109343389A (en) * | 2018-10-08 | 2019-02-15 | 成都戎创航空科技有限公司 | A kind of aviation landing positioning system |
| US12002371B2 (en) | 2021-05-14 | 2024-06-04 | Rockwell Collins, Inc. | Neuromorphic cameras for aircraft |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2042583C1 (en) * | 1991-12-24 | 1995-08-27 | Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова | Flight simulation complex for investigation of landing systems of ship-based flying vehicles |
| RU2085447C1 (en) * | 1993-07-27 | 1997-07-27 | Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова | Method of landing of flying vehicle and device for realization of this method |
| RU2238882C2 (en) * | 2002-12-06 | 2004-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова | Method for support of landing of flying vehicle at night |
| US8692691B2 (en) * | 2012-05-10 | 2014-04-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Infrared laser landing marker |
| EP2933656A1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-10-21 | The Boeing Company | Aerial positioning systems and methods |
-
2016
- 2016-12-01 RU RU2016147175A patent/RU2654455C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2042583C1 (en) * | 1991-12-24 | 1995-08-27 | Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова | Flight simulation complex for investigation of landing systems of ship-based flying vehicles |
| RU2085447C1 (en) * | 1993-07-27 | 1997-07-27 | Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова | Method of landing of flying vehicle and device for realization of this method |
| RU2238882C2 (en) * | 2002-12-06 | 2004-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова | Method for support of landing of flying vehicle at night |
| US8692691B2 (en) * | 2012-05-10 | 2014-04-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Infrared laser landing marker |
| EP2933656A1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-10-21 | The Boeing Company | Aerial positioning systems and methods |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109343389A (en) * | 2018-10-08 | 2019-02-15 | 成都戎创航空科技有限公司 | A kind of aviation landing positioning system |
| US12002371B2 (en) | 2021-05-14 | 2024-06-04 | Rockwell Collins, Inc. | Neuromorphic cameras for aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8554395B2 (en) | Method and system for facilitating autonomous landing of aerial vehicles on a surface | |
| US5235513A (en) | Aircraft automatic landing system | |
| US4209768A (en) | Aircraft take-off and landing system and method for using same | |
| JP5414540B2 (en) | Optical system for determining and displaying aircraft position and status during aircraft landing and takeoff | |
| RU2303796C1 (en) | Method for independent forming of landing information for flight vehicle and on-board radar for its realization (modifications) | |
| US10969492B2 (en) | Method and on-board equipment for assisting taxiing and collision avoidance for a vehicle, in particular an aircraft | |
| US11532237B2 (en) | Autonomous aircraft sensor-based positioning and navigation system using markers | |
| JP2016161572A (en) | System and methods of detecting intruding object | |
| JP2019016197A (en) | Moving entity induction system | |
| RU2654455C1 (en) | Method of the aircraft coordinate identification when landing on the aircraft carrier and the device for its implementation | |
| EP0597715A1 (en) | Automatic aircraft landing system calibration | |
| RU2546550C1 (en) | Control over aircraft landing path at landing on nonprogrammed airfield | |
| RU120077U1 (en) | ON-BOARD RADIOTECHNICAL COMPLEX OF NAVIGATION AND LANDING OF MARINE BASING AIRCRAFT | |
| RU2549145C1 (en) | Method of control of aircraft landing path at landing on programmed airfield | |
| CN109385939B (en) | Multi-inlet runway scratch-proof system | |
| RU2483987C2 (en) | Method of aircraft landing | |
| RU2548366C1 (en) | Method of identification of location and angles of orientation of aircraft with respect to runway | |
| US12077317B2 (en) | Airborne vehicle assisted landing system and method thereof | |
| RU2214943C1 (en) | Method of landing flying vehicle | |
| US11307581B2 (en) | Multispectrally enhanced synthetic vision database system and method | |
| RU148255U1 (en) | LASER OPTICAL AND LOCATION STATION | |
| RU2781651C1 (en) | Visual system for landing aircraft on unequipped airfields in difficult meteorological conditions | |
| RU2578202C1 (en) | Method for helicopter navigation, takeoff and landing | |
| JP2606609B2 (en) | Aircraft entry detection device | |
| RU2722599C1 (en) | Method for correcting strapdown inertial navigation system of unmanned aerial vehicle of short range using intelligent system of geospatial information |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181202 |