WO2007123438A1 - Procédé pour empêcher la collision d'un aéronef avec le terrain et dispositif basé sur ce procédé - Google Patents
Procédé pour empêcher la collision d'un aéronef avec le terrain et dispositif basé sur ce procédé Download PDFInfo
- Publication number
- WO2007123438A1 WO2007123438A1 PCT/RU2007/000106 RU2007000106W WO2007123438A1 WO 2007123438 A1 WO2007123438 A1 WO 2007123438A1 RU 2007000106 W RU2007000106 W RU 2007000106W WO 2007123438 A1 WO2007123438 A1 WO 2007123438A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- input
- output
- predicted
- terrain
- calculator
- Prior art date
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/0073—Surveillance aids
- G08G5/0086—Surveillance aids for monitoring terrain
Definitions
- the invention relates to the field of flight safety, in particular, to methods and devices for determining safe trajectories of aircraft (JIA) over an area with difficult terrain and can be used on all types of JIA.
- JIA safe trajectories of aircraft
- the most common and characteristic actions are taken to prevent a collision of the JIA with the terrain, namely, determine the location of the aircraft using the navigation system, determine the parameters of the current dynamic state, calculate the predicted trajectory, determine the dangerous terrain and warn of the danger of collision.
- the device selected as the closest analogue contains a navigation system, an obstacle detector, an alarm device, a video heperator and a display on its output, while the obstacle detector includes a current dynamic state parameter calculator, a coordinate finder, a predicted path calculator and a comparator, the output of the navigation system is connected to the inputs of the calculator of the parameters of the current dynamic state and the determinant of coordinates, the outputs of which are respectively connected to the first and the second inputs of the calculator of the predicted trajectory, the third input of which is connected to the database of aeronautical information, the first and second inputs of the comparator are connected respectively to the control unit and the terrain database, the first and second outputs of the comparator are respectively connected to the input of the alarm device and the first input of the video generator, the second and third inputs of which are respectively connected to the base of aeronautical information and the output of the determinant of coordinates, and the output of the calculator of the predicted path is connected to the third input of the comparator.
- the claimed invention is based on the task of improving flight safety by determining a hazardous terrain, taking into account the possibility of the LL turning to the opposite course (to the right or left of the predicted trajectory).
- the essence of the proposed method for preventing a collision between an aircraft and a terrain consists in determining the location of the aircraft using a navigation system, determining the parameters of the current dynamic state, calculating the predicted trajectory, determining a dangerous terrain and warning of a collision risk, while new in the claimed the method is that continuously before determining the dangerous terrain, they are calculated based on the parameters of the current din Amic state value.
- the minimum permissible turning radii (left and right), then the value of the mentioned turning radii is predicted for the time of determining the dangerous terrain, and then, by scanning the space with the predicted path, a safe corridor is formed, the boundaries of which are determined based on the possibility of the aircraft turning to the opposite course in accordance with the predicted value the minimum permissible turning radii, and determine the dangerous terrain based on a comparison of the aforementioned safe corridor with the terrain m terrain.
- the boundaries of the safe corridor can be determined by scanning the space with the line of the predicted trajectory to the left and right of the mentioned trajectory, while the width of the safe corridor is determined by the formula:
- L 2x [R ⁇ pl + R ⁇ l ⁇ + ⁇ + ⁇ 2 ], (1) where L is the width of the safe corridor;
- ⁇ > 2 is the minimally safe lateral distance of the aircraft from the terrain.
- the essence of the inventive device for preventing collisions of an aircraft with a terrain operating on the basis of the proposed method is that it contains a navigation system, an obstacle detector, an alarm device, a video generator and a display at its output, while the obstacle detector includes a calculator of parameters of the current dynamic state , the coordinates determinant, the predicted trajectory calculator and the comparator, the output of the navigation system is connected to the inputs By dividing the parameters of the current dynamic state and.
- New in the claimed device is that it includes a calculator of the minimum permissible turning radii, a calculator of the predicted minimum permissible turning radii, a shaper of a safe corridor and a scanning node of the comparator, while the input of the calculator of the minimum permissible turning radii is connected to the output of the calculator of the parameters of the current dynamic state, and its output is connected to the first input of the shaper of the safe corridor, the second input of which is connected to the output of the calculator s minimum allowable radius a turn, and its third input is connected to the output of the predicted trajectory calculator, made with an additional output, which is connected to the input of the predicted minimum permissible turning radii calculator, and the output of the safe corridor shaper is connected to the third input of the comparator and the input of the comparator scanning node, the output of which is connected to the fourth input of the comparator, and the fourth input of the video generator is connected to the output of the calculator of the predicted trajectory.
- the device further comprises a memory node of a trajectory, the input of which is connected to the output of the coordinate determinant, and the output is connected to the fifth input of the video generator.
- FIG. 1 shows a projection of a predicted trajectory and a safe spatial corridor on a horizontal plane (planned projection);
- figure 2 presents the projection of the predicted trajectory and a safe spatial corridor on a vertical plane (profile projection);
- Fig.3 presents a diagram of the construction of a planned projection of the predicted trajectory and a safe spatial corridor;
- figure 4 presents a diagram of the construction of a profile projection of the predicted trajectory and a safe spatial corridor;
- figure 5 presents a block diagram of the inventive device.
- the inventive method is implemented by the following sequence of actions.
- JIA location is determined, as well as the JIA current dynamic state parameters are determined (ground speed - W n , vertical speed - W y , track angle -
- the JIA location is extrapolated to a given time interval (T n ) and the predicted trajectory is calculated.
- T n time interval
- the minimum permissible turning radii are calculated based on the parameters of the dynamic state
- the predicted (for the time of determining the dangerous terrain) turning radii are calculated based on the calculated JIA dynamic parameters, then determine the boundaries of the safe spatial corridor (BOD), within which the predicted trajectory should be located.
- the boundaries of the BOD are determined based on the possibility of a JIA 5-way reversal course in accordance with the projected minimum allowable turning radii.
- the comparison of the BIZh with the terrain is performed by scanning the space within the BOD. If part of the terrain coincides with the BOD, a notification of the presence of danger is generated.
- ⁇ в BOD is a spatial region directly connected with the current location of 1 LL and determined (by shape and orientation in space) by the predicted trajectory 2, the minimum allowable radii of the turning circles 3 and 4, respectively, to the right and left, and the predicted (for a given time interval) minimum acceptable
- the BOD is formed based on the maximum error in determining the location of the aircraft Aj and the minimum safe lateral distance
- the aircraft from the terrain ⁇ 2 • > a is also determined by the motion parameters (W n , W y , PU, ⁇ y ), the minimum allowable height H MD , additional
- H MD the value of H MD , as is known [RU2262746], depends on the stage of the flight (cruise flight, flight in the airport area, approach) and flight mode (horizontal flight, descent, climb).
- the sum (H ppm + ⁇ H) is the distance 7, by which
- Recalculation of the configuration of the boundaries of the BOD 8 is carried out at a pace necessary for updating the information, and thus, the BOD with a width of 10 is formed adaptively to the current dynamic state of ⁇ , to the stage and flight mode.
- This technique makes it much easier for the crew to make a decision in the current situation, since it allows us to assess the degree of danger of approaching the terrain before a dangerous situation arises and does not require a preventive view of the terrain display, that is, it reduces the psychological load of the crew.
- the synthesis of the profile projection 11 of the relief is carried out by selecting the maximum heights of the relief elements represented by the planned projection, within the boundaries 12 of the information scanning area of the relief elements (FIGS. 1 and 3). To form a profile projection, scanning is performed within lines 13 of the information scanning area (Fig. 3).
- the configuration of the information scanning area with borders 12 to form the profile projection 11 of the relief shown in FIG. 2 and FIG. 4, is selected from the calculation of ensuring the display on the profile projection of the contour of the relief located within the space BIS, extended in the direction of the predicted flight LL and in the direction opposite
- the relief that is maximally distant from JlA, displayed on a profile projection, is determined by the vertical scale of the planned projection range, as can be seen from a comparison of the location of the scale grids with a range of 15 pa for the planned and profile projections (Fig. 3 and Fig. 4).
- the surface bounding the formed BOD is facing a relief located in the direction of the forecast flight, aligned at the starting point with the JIA, widens (or tapers) in the direction of flight, and has a leading edge away from the JIA corresponding to the position z of the u-turn circle farthest from JlA (in Fig. 2 and Fig. 4, the left circle is farthest from JIA) with the predicted ground speed W pp .
- Expand (narrow) the BOD in the direction of flight in the absence of JIA maneuvering at the heading produced symmetrically in accordance with the predicted increase (decrease) in the current ground speed W n .
- the BOD is curved in the direction of the reversal being performed.
- the boundary surface of the BOD (8 in Fig. 2 and Fig. 3) is formed by five consecutive surfaces (7, 17 - 20 in Fig. 4).
- the first four consecutive surfaces form part of the boundary surface, signaling the danger of a decrease in JlA to a height exceeding the minimum permissible flight height H md by an additional reserve of height ⁇ .
- This part of the boundary surface is located below the predicted trajectory 2 by the amount of H MD + ⁇ H, where the value of the additional bias is ⁇ > 0 and is determined from the condition of minimizing the probability of formation of a pseudo-positive signaling.
- the fifth face 20 of the boundary surface 8 is located vertically upward and forms part of the boundary surface, warning of the relief with a dangerous excess in the direction of flight.
- a terrain with dangerous excess is understood to mean a terrain from which it is impossible to get away at the minimum permissible height above it, performing a turn with a climb, while observing the requirements for permissible vertical and lateral overloads.
- the first face 7 is vertical, its width is determined by the accuracy of estimating the coordinates JIA (2 A ⁇ ),
- the inclination of the second face 17 relative to the horizon is equal to the trajectory angle ⁇ 21, the tangent of which is equal to the ratio of the current values of vertical (W y ) and ground (W n ) speeds.
- the third surface 18 is conical or (in the absence of a forecast of lateral maneuvering) ilshidric and the length of its horizontal projection L ⁇ is determined by the condition of permissible vertical overload during the predicted flight of JIA along a circular arc 22 lying in the vertical plane.
- the fourth surface 19 with a horizontal projection length L4 rises at an acceptable trajectory angle of climb equal to ⁇ ⁇ 23, until reaching the distance from JIA controlled by the BOD determined predicted flight time T n at a rate that varies from the current value projected to w n w m, and fixed by the position of the outermost circle of rotation with forecasting uemymi minimally acceptable
- the minimum allowable radii are determined numerically by solving the system of equations of motion ⁇ [M. Kublapov S. dynamics and flight dynamics. M., Moscow State University, 2000] below.
- VK is the JIA velocity vector in terrestrial CK; t is the time; V 70 . - the projection of the earth's velocity on the X axis by the trajectory CK;
- ⁇ is the angle of inclination of the trajectory
- ⁇ - track angle symbol denotes the representation of the i-th vector (thrust JIA [P), aerodynamic force (Rd), gravity [G), the resulting reaction force of the chassis [F 1n )) in the i-th coordinate system (CK) (CB - linked CK, T - trajectory CK, 3 - ground CK, CK - high-speed CK); the symbol A 3 ⁇ _ cv denotes a transition matrix of coefficients from one
- the matrix ⁇ cv ⁇ -3 is obtained from -4z ⁇ -cv by transposition; Mp - JIA traction moment;
- M is the aerodynamic moment; r W - shoulder of the resulting reaction force of the chassis;
- ⁇ is the angle of heel
- ⁇ is the yaw angle
- & is the pitch angle
- ⁇ is the slip angle
- ⁇ n the angle of deviation of the rudder
- ⁇ e the angle of deviation of the ailerons
- ⁇ x ⁇ , ⁇ yl , ⁇ zl are the dimensionless projections of the angular velocity JIA on the axis of the coupled CK
- j the partial derivative of the coefficient of aerodynamic moment of the roll, due to the aerodynamic parameter (in this case, slip)
- ⁇ i êt is the partial derivative of the coefficient of the aerodynamic moment of yaw, due to the aerodynamic parameter (in this case, slip);
- C ⁇ is the partial derivative of the aerodynamic lateral force coefficient due to the aerodynamic parameter (in this case, slip);
- S is the area of the equivalent wing
- V is the flow velocity; and - angle of attack;
- th ⁇ is the average aerodynamic chord of the wing.
- Expressions (11) determine the components of the angular velocity on the axes of the coordinate system associated with the JIA; Using these expressions, my ⁇ yu find the total angular velocity of the JIA with the correct bend. Moving from dimensionless angular velocities to dimensional, squaring the components and adding these squares, we obtain the square of the total angular velocity and then the total angular velocity. Thus, we find:
- the radii of curvature of the trajectories of the right and left turns are different.
- the trajectory of the right turn and the left turn are not circles, which further complicates the calculation of the BOD boundaries.
- the inventive device for preventing collisions between an aircraft and a terrain contains (Fig. 5) a navigation system 24, an obstacle detector 25, an alarm device 26, a video generator 27 and a display 28 at its output, while the obstacle detector 25 includes a calculator of parameters of the current dynamic state 29, a determinant coordinates 30, the calculator of the predicted trajectory 31 and the comparator 32, the output of the navigation system 24 is connected to the inputs of the calculator of the parameters of the current dynamic state 29 and determine dividing coordinates 30, the outputs of which are respectively connected to the first and second inputs of the calculator of the predicted trajectory 31, the third input of which is connected to the aeronautical information base (BAI) 33, the first and second inputs of the comparator 32 are connected respectively to the control unit 34 and the terrain database 35, the first and the second outputs of the comparator 32 are respectively connected to the input of the alarm device 26 and the first input of
- BAI aeronautical information base
- the device also contains: a calculator of minimum permissible turning radii 36, a calculator of predicted minimum permissible of turning radii 37, shaper of safe spatial corridor 38 and scanning unit 39 of comparator 32, while the input of the calculator of the minimum permissible turning radii 36 is connected to the output of the calculator of the parameters of the current dynamic state 29, and its output is connected to the first input 5 of the shaper of safe corridor 38, the second input which is connected to the output of the calculator of the predicted minimum permissible turning radii 37, and its third input is connected to the output of the calculator of the predicted path 31 made with an additional output that is connected to the input of the calculator of the predicted minimum permissible turning radii 37, and the output of the shaper of the safe spatial corridor 38 is connected to the third input of the comparator 32 and the input of the scanning node 39 of the comparator 32, the output of which is connected to the fourth input of the comparator 32, while the fourth the input of the video generator 27 is connected to the output of the calculator of the predicted path 31.
- the device contains a memory node traversed path 40, the input of which is connected to the output of the determinant of coordinates 30, and the output to the fifth input of the video generator 27.
- the device operates as follows.
- Obstacle detector 25 according to the information received at its inputs
- the output of the navigation system 24, from the output of the terrain database 35, from the output of the BAI 33 performs the following functions: determines the JIA coordinates in the coordinate determiner 30, calculates the parameters of the current dynamic state JIA in the parameter calculator of the current dynamic state 29, calculates the predicted trajectory in the calculator 31.
- Comparator 32 determines whether there is a coincidence of the space of the relief database elements with the BIZ. According to the information about the parameters of the current dynamic state coming from the output of the calculator 29, the current minimum acceptable turning radii are calculated in the calculator 36, respectively.
- the calculator of the predicted path 31 is made with an additional output, from which information about the predicted parameters of the dynamic state is fed to the input of the calculator 37, where the predicted minimum permissible turning radii are calculated.
- the comparator 32 at its outputs (and, therefore, at the outputs of the detector 25), produces signals arriving at the input of the signaling device 26, notifying danger, and the first input of the video generator 27 for subsequent display on the display 28 of the predicted trajectory and texts of notifications about the dangerous terrain, while the second and third inputs of the video generator 28 receive information from the BAI 33 about aerodromes and from the output of the coordinate determinant 30 about the current JIA coordinates.
- Blocks and nodes of the device are implemented using hardware and software modules built on the basis of the widespread standard devices of analog and digital computing.
- standard programming languages were used ("C", "C ++"), software and mathematical software companies
- Block 25 including blocks 29 - 32, and blocks 36 - 40 are implemented on the basis of an integrated module of the LMPRO company with a processor module of the ANALOG MICRODEVICSES company, operating from the power supply of the AJ ⁇ KCAHDEP ELECTRIC company. These units also use interface chips from ANALOG DEVTCES and precision programmable amplifiers from TEX ⁇ S GNSTRUMENTS.
- Block 26 is based on analog sound encoders and decoders from TEXAS ESfSTRUMENTS)), operational amplifiers from MAXIM and programmable logic integrated circuits from ALTERA. 15
- Block 27 is implemented on the basis of the SHLRP video controller, MAXIM video amplifiers, and TDK high-voltage converters.
- Block 28 is implemented on the basis of a SHARP liquid crystal matrix.
- Blocks 33 and 35 are implemented on the basis of read-only memory devices.
- Block 34 is implemented on the basis of BOURNS switches, MOLEX connectors, MAXIM voltage converters.
- the inventive method and device based on it are promising for use on board the JIA in order to reduce the likelihood of flight accidents, since they allow notifying the crew of a dangerous approach to the terrain for a time sufficient to select a maneuver of departure, including reversing, without exceeding the permissible overloads.
- the inventive method and device allow to simplify the task of assessing the degree of danger posed in front of the crew relief, and the choice of the necessary maneuver by displaying in one scale the projections of the relief, the traversed and predicted trajectory.
Description
Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности и устройство на его основе
Область техники
5 Изобретение относится к области безопасности полетов, в частности, к способам и устройствам определения безопасных траекторий движения летательных аппаратов (JIA) над местностью со сложным рельефом и может использоваться на JIA всех типов.
Предшествующий уровень техники ιо Известны способы и устройства, обеспечивающие возможность предупреждения столкновения JIA с рельефом местности, при использовании которых определяют местоположение JIA с помощью навигационной системы, производят определение параметров текущего динамического состояния, экстраполируют упомянутые параметры текущего динамического состояния на 15 заданный временной интервал, вычисляют прогнозируемую траекторию, сопоставляют ее с рельефом местности и предупреждают об опасности столкновения [FR2731824, FR2747492, FR2773609, US5892462, US6021374, RU2262746, RU2271039].
В известных способах и устройствах предупреждение столкновения
20 обеспечивается выходом из опасной ситуации путем оценки возможности вертикального маневра [см., например, RU2262746], а также, при отрицательном результате такой оценки, путем определения направления возможного бокового разворота [см., например, RU2271039, US6021374].
Недостаток упомянутых выше способов и устройств обусловлен
25 недостаточной надежностью предотвращения столкновений JIA с рельефом. Этот недостаток присутствует в связи с тем, что определение близости опасного рельефа производится строго по курсу JIA в диапазоне разброса местоположения JIA.
Однако могут возникнуть ситуации, когда, при обнаружении опасного рельефа по курсу и невозможности обойти опасный рельеф путем набора высоты, JIA зо вынужден будет произвести разворот на обратный курс. При этом необходимо обеспечить безопасное для разворота в ту или другую сторону пространство. Как известно [см., например, Кубланов M.C. Аэродинамика и динамика полета. M.,
МГУ, 2000; Остославский И.B., Стражева И.B. Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. M., Машиностроение, 1965; Остославский И.B., Стражева И.B. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов. M., Машиностроение, 1969], допустимый радиус разворота является переменной величиной, зависящей от динамических параметров JIA в данный момент.
Однако если опасный рельеф имеет, например, вид ущелья, то при оценке бокового разворота в любом направлении [см., в частности, RU2271039] может выдаваться аварийный сигнал. Следовательно, в случае отрицательной оценки возможности вертикального маневра, боковой разворот также окажется невозможным и авария неизбежна.
В качестве ближайших аналогов заявляемых способа и устройства авторами выбраны способ предупреждения столкновения JIA с рельефом местности и устройство на его основе, описанные в US6021374.
В способе, выбранном в качестве ближайшего аналога, осуществляют наиболее общие и характерные действия, направленные на предупреждение столкновения JIA с рельефом местности, а именно, определяют местоположение летательного аппарата с помощью навигационной системы, производят определение параметров текущего динамического состояния, вычисляют прогнозируемую траекторию, определяют опасный рельеф местности и предупреждают о наличии опасности столкновения.
Устройство, выбранное в качестве ближайшего аналога, содержит навигационную систему, обнаружитель препятствий, устройство сигнализации, видеогеператор и дисплей па его выходе, при этом обнаружитель препятствий включает вычислитель параметров текущего динамического состояния, определитель координат, вычислитель прогнозируемой траектории и компаратор, выход навигационной системы подключён к входам вычислителя параметров текущего динамического состояния и определителя координат, выходы которых соответственно подключены к первому и второму входам вычислителя прогнозируемой траектории, третий вход которого соединён с базой аэронавигационной информации, первый и второй входы компаратора соединены соответственно с блоiсом управления и базой данных рельефа, первый и второй выходы компаратора соответственно соединены с входом устройства сигнализации
и первым входом видеогенератора, второй и третий входы которого соответственно соединены с базой аэронавигационной информации и выходом определителя координат, причем выход вычислителя прогнозируемой траектории соединен с третьим входом компаратора. Данные способ и устройство предусматривают возможность вертикального и бокового маневров JIA для предотвращения его столкновения с рельефом местности. Однако перечисленные маневры могут оказаться недостаточными для безопасности полета.
Раскрытие изобретения В основу заявляемого изобретения положена задача повышения безопасности полетов путем определения опасного рельефа с учетом возможности разворота ЛЛ на обратный курс (вправо или влево от прогнозируемой траектории).
Сущность заявляемого способа предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности состоит в том, что определяют местоположение летательного аппарата с помощью навиrациоiпюй системы, производят определение параметров текущего динамического состояния, вычисляют прогнозируемую траекторию, определяют опасный рельеф и предупреждают о наличии опасности столкновения, при этом новым в заявляемом способе является то, что непрерывно перед определением опасного рельефа местности вычисляют па основе параметров текущего динамического состояния значение . минимально допустимых радиусов разворота (вправо и влево), затем прогнозируют значение упомянутых радиусов разворота на время определения опасного рельефа, а далее путем сканирования пространства прогнозируемой траекторией формируют безопасный коридор, границы которого определяют исходя из возможности разворота летательного аппарата на обратный курс в соответствии с прогнозируемым значением минимально допустимых радиусов разворота, и определяют опасный рельеф на основании сопоставления упомянутого безопасного коридора с рельефом местности.
Границы безопасного коридора могут быть определены путем сканирования пространства линией прогнозируемой траектории влево и вправо от упомянутой траектории, при этом ширину безопасного коридора определяют формулой:
L = 2x [RΩpл +RЩlЛ + \ + λ2] , (1) где
L - ширина безопасного коридора;
Rn п - прогнозируемый минимально допустимый радиус правого разворота;
Д.pл. ~ пP0ГH03ИPУeмыи минимально допустимый радиус левого разворота;
\ - максимальная ошибка определения местоположения летательного аппарата;
λ>2 - минимально безопасное боковое расстояние летательного аппарата от рельефа местности.
Сущность заявляемого устройства предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности, функционирующего па основе заявляемого способа, заключается в том, что оно содержит навигационную систему, обнаружитель препятствий, устройство сигнализации, видеогенератор и дисплей на его выходе, при этом обнаружитель препятствий включает вычислитель параметров текущего динамического состояния, определитель координат, вычислитель прогнозируемой траектории и компаратор, выход навигационной системы подключён к входам вычислителя параметров текущего динамического состояния и. определителя координат, выходы которых соответственно подключены к первому и второму входам вычислителя прогнозируемой траектории, третий вход которого соединён с базой аэронавигационной информации, первый и второй входы компаратора соединены соответственно с блоком управления и базой данных рельефа, первый и второй выходы компаратора соответствеiпю соединены с входом устройства сигнализации и первым входом видеогенератора, второй и третий входы которого соответственно соединены с базой аэронавигационной информации и выходом определителя координат. Новым в заявляемом устройстве является то, что в него введены вычислитель минимального допустимых радиусов разворота, вычислитель прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота, формирователь безопасного коридора и сканирующий узел компаратора, при этом вход вычислителя минимально допустимых радиусов разворота соединён с выходом вычислителя параметров текущего динамического состояния, а его выход соединён с первым входом формирователя безопасного коридора, второй вход которого соединён с выходом вычислителя прогнозируемых минимально допустимых радиусов
разворота, а его третий вход соединен с выходом вычислителя прогнозируемой траектории, выполненного с дополнительным выходом, который соединен с входом вычислителя прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота, причем, выход формирователя безопасного коридора соединён с третьим входом компаратора и входом сканирующего узла компаратора, выход которого соединен с четвертым входом компаратора, а четвертый вход видеогенератора соединен с выходом вычислителя прогнозируемой траектории.
В частном случае выполнения изобретения устройство дополнительно содержит узел памяти пройденной траектории, вход которого соединен с выходом определителя координат, а выход соединен с пятым входом видеогеиератора.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 представлена проекция прогнозируемой траектории и безопасного пространственного коридора на горизонтальную плоскость (плановая проекция); на фиг.2 представлена проекция прогнозируемой траектории и безопасного пространственного коридора на вертикальную плоскость (профильная проекция); на фиг.З представлена схема построения плановой проекции прогнозируемой траектории и безопасного пространственного коридора; на фиг.4 представлена схема построения профильной проекции прогнозируемой траектории и безопасного пространственного коридора; на фиг.5 представлена блок-схема заявляемого устройства.
Лучший вариант осуществления заявляемых способа и устройства
Заявляемый способ реализуется следующей последовательностью действий.
С помощью навигационной системы производят определение местоположения JIA, а также определение параметров текущего динамического состояния JIA (путевой скорости - Wn, вертикальной скорости - Wy, путевого угла -
ПУ, скорости разворота - ωy, и др.), по которым производят экстраполяцию местоположения JIA на заданный временной интервал (Tn) и вычисление прогнозируемой траектории. Непрерывно перед определением опасного рельефа местности производят вычисление минимально допустимых радиусов разворота (как вправо, так и влево от прогнозируемой траектории) па основе параметров динамического состояния, затем осуществляют вычисление прогнозируемых (на время определения опасного рельефа) радиусов разворота на основе вычисленных
прогнозируемых динамических параметров JIA, далее производят определение границы безопасного пространственного коридора (БПК), внутри которого должна быть расположена прогнозируемая траектория.
Границы БПК определяются исходя из возможности разворота JIA на 5 обратный курс в соответствии с прогнозируемыми минимально допустимыми радиусами разворота. При этом сопоставление БIЖ с рельефом местности (в пределах сформированной выборки из базы дашiых о рельефе) производят путем сканирования пространства в пределах БПК. В случае совпадения части рельефа местности с БПК происходит формирование уведомления о наличии опасности. ιо БПК представляет собой пространственную область, связанную непосредственно с текущим местоположением 1 ЛЛ и определяемую (по форме и ориентации в пространстве) прогнозируемой траекторией 2, минимально допустимыми радиусами кругов разворота 3 и 4 соответственно вправо и влево и прогнозируемыми (на заданный временной интервал) минимально допустимыми
15 радиусами кругов разворота 5 и 6 соответственно вправо и влево. Кроме того, БПК формируется, исходя из максимальной ошибки определения местоположения летательного аппарата Aj и минимально безопасного бокового расстояния
летательного аппарата от рельефа местности ^2 •> a также определяется параметрами движения (Wn, Wy, ПУ, ωy), минимально-допустимой высотой Hмд, дополнительным
20 запасом высоты ΔН, определяемым из условия минимизации вероятности псевдоложпых срабатываний уведомляющей сигнализации. Величина Hмд, как известно [RU2262746], зависит от этапа выполняемого полета (крейсерский полет, полет в зоне аэродрома, заход на посадку) и режима полета (горизонтальный полет, снижение, набор высоты). Сумма (Hмд + ΔН) является расстоянием 7, на которое
25 нижняя часть границы БПК 8 отстоит от прогнозируемой траектории, а сумма
величин ( ^1 + ^2 ) 9 является минимальным расстоянием от границы БПК до кругов разворота как с минимально допустимыми радиусами, так и с прогнозируемыми минимально допустимыми радиусами.
Пересчет конфигурации границ БПК 8 осуществляется с темпом, зо необходимым для обновления информации, и, таким образом, БПК с шириной 10 формируется адаптироваппым к текущему динамическому состоянию ЛΛ, к этапу и
режиму выполняемого полета. Такой прием существенно облегчает экипажу задачу принятия решения в сложившейся ситуации, так как позволяет оценить степень опасности сближения с рельефом до возникновения опасной ситуации и не требует для этого профилактического просмотра отображения рельефа, т. е. снижает 5 психологическую нагрузку экипажа. Таким образом, оказывается возможным вообще избежать создания опасной ситуации на борту путем своевременного маневрирования, выполненного па основании сформированной сигнализации о потенциально опасном рельефе.
Синтезирование профильной проекции 11 рельефа (фиг.2 и 4) ю осуществляется путем выбора максимальных высот элементов рельефа, представленных па плановой проекции, в пределах границ 12 области информационного сканирования элементов рельефа (фиг. 1 и 3). Для формирования профильной проекции сканирование производят в пределах строк 13 области информационного сканирования (фиг.З).
15 Конфигурация области информационного сканирования с границами 12 для формирования профильной проекции 11 рельефа, приведенной соответственно на фиг. 2 и фиг. 4, выбирается из расчета обеспечения отображения на профильной проекции контура рельефа, расположенного в пределах пространства БIЖ, продленного в направлении прогнозируемого полета ЛЛ и в направлении, обратном
20 текущему путевому углу 14 (фиг. 3).
Максимально удаленный от JlA рельеф, отображаемый на профильной проекции, определяется вертикальным масштабом дальности плановой проекции, что видно из сравнения расположения масштабных сеток дальности 15 па плановой и профильной проекциях (фиг. 3 и фиг. 4). Превышение опасного рельефа над JIA
25 позволяет оценить масштабная сетка 16 (фиг. 4).
Как показано на фиг. 3 и фиг. 4, поверхность, ограничивающая формируемый БПК, обращена к рельефу, расположенному в направлении прогнозируемого полета, совмещена в исходной точке с JIA, расширяется (или сужается) в направлении полета и имеет удаление переднего фронта от JIA, соответствующее положению зо максимально удаленного от JlA круга разворота (на фиг. 2 и фиг. 4 максимально удален от JIA левый круг) с прогнозируемой путевой скоростью Wпп. Расширеiше (сужение) БПК в направлении полета при отсутствии маневрирования JIA по курсу
производится симметрично в соответствии с прогнозируемым увеличением (уменьшением) текущей путевой скорости Wn. При наличии ненулевой скорости разворота my прогнозируется искривление БПК в направлении выполняемого разворота. Граничную поверхность БПК (8 на фиг. 2 и фиг. 3) формируют пятью последовательными поверхностями (7, 17 - 20 на фиг. 4). Первые четыре последовательные поверхности составляют часть граничной поверхности, сигнализирующую об опасности снижения JlA до высоты, превышающей минимально допустимую высоту полета Hмд на дополнительный запас высоты ΔН. Эта часть граничной поверхности расположена ниже прогнозируемой траектории 2 на величину HMД+ΔH, где величина дополнительного смещения ΔН > 0 и определяется из условия минимизации вероятности формирования псевдоложной сигнализации. Пятая грань 20 граничной поверхности 8 расположена вертикально вверх и составляет часть граничной поверхности, предупреждающую о рельефе с опасным превышением в направлении полета. При этом под рельефом с опасным превышением понимается рельеф, от которого невозможно уйти на минимально допустимой высоте над ним, выполняя разворот с набором высоты при соблюдении требований по допустимым вертикальной и боковой перегрузке. Первая грань 7 вертикальна, ее ширина определяется точностью оценивания координат JIA (2 A^ ),
безопасным расстоянием от рельефа (2 ^2 )> текущим значением минимально допустимых радиусов правого (2Rпp.п.) и левого (2Rпp.л.) разворота, а высота равна HMд+ΔH, т. е., являясь функцией Hмд, соответствует тому этапу и режиму полета, к которым адаптируется БПК. Длины горизонтальных проекций второй 17 и третьей 18 поверхностей (L2 и LЗ соответственно) определяются временем, необходимым для выполнения вертикального маневра JIA при прогнозируемом уходе от опасного рельефа (с учетом допустимой вертикальной перегрузки), определяемом прогнозируемым значением путевой скорости Wш. Наклон второй грани 17 относительно горизонта равен траекторному углу Θ 21, тангенс которого равен отношению текущих значений вертикальной (Wy) и путевой (Wn) скоростей. Третья поверхность 18 является конической или (при отсутствии прогноза бокового маневрирования) иилшiдрической и длина ее горизонтальной проекции LЗ
определяется условием допустимой вертикальной перегрузки при прогнозируемом полете JIA по лежащей в вертикальной плоскости дуге окружности 22. Четвертая поверхность 19 с длиной горизонтальной проекции L4 возвышается под допустимым траекторным углом набора высоты, равным Θ ДШI 23, до достижения контролируемого с помощью БПК расстояния от JIA, определяемого прогнозируемым временем полета Tn со скоростью, изменяющейся от текущего значения Wn до прогнозируемого Wш, а также определяемого положением наиболее удаленного круга разворота с прогнозируемыми минимально допустимыми
радиусами (Rпp.п. и Rлp.л.-X величинами ^ и ^2 и ограничиваемого вертикальной пятой поверхностью 20. Если при выполнении полета элементы рельефа, определяемые сформированной выборкой из БДР, по результатам выполняемых расчетов оказываются расположенными внутри БIЖ (фиг. 2), формируется уведомляющая сигнализация.
Расчет минимально допустимых радиусов разворота JIA, необходимых для формирования БПК, производится в соответствии с уравнениями движения, сложность которых может существенно отличаться, в зависимости от фазы полета.
В общем случае (без учета орбитального движения Земли вокруг Солнца, суточного движения Земли и выгорания топлива) минимально допустимые радиусы определяются численным методом путем решения системы уравнений движения ЛΛ [Кублапов M. С. Λзро динамика и динамика полета. M., МГУ, 2000], приведенных ниже.
Уравнение сил в траекторной системе координат:
= Aτ<r_3 • ^з<-cв • \p)cв + AΎ+-З ' ^з<-cк ' \RA)CK + + A1^3 - (G)3 + Aτ^3 • ^3<-cв * \F ш )cв>
где
m - масса JIA;
VK - вектор скорости JIA в земной CK; t - время; V70. - проекция земной скорости на ось X траекторией CK;
Θ - угол наклона траектории;
Ψ - путевой угол; символ
обозначает представление i-ого вектора (тяги JIA [P), аэродинамической силы (Rд), силы тяжести [G), результирующей силы реакции шасси [F1n)) в i-ой системе координат (CK) (CB - связанная CK, T - траекторная CK, 3 - земная CK, CK - скоростная CK); символ A3<_cв обозначает переходную матрицу коэффициентов из одной
CK в другую (в данном случае из связанной в земную).
Уравнение момента количества движения относительно центра масс самолета:
— (lA -ω) = (MP)cв + Лcв^cк -(м)cк + Acв^3 -(rG x G)3 + (rш x Fш)cв , (3)
где
h • тензор инерции (симметричная матрица из
моментов инерции JIA относительно осей связанной системы координат, в которой для самолетов, имеющих вертикальную плоскость симметрии, i хz = J Уz = 0);
ft) = {ωx; со ' COx) - вектор угловой скорости вращения самолета, а
матрица ^cв<-3 получается из -4з<-cв транспонированием; Mp - момент тяги JIA;
M - аэродинамический момент; rш - плечо результирующей силы реакции шасси;
FQ - плечо силы тяжести. Уравнения кинематических связей линейных скоростей:
где
л: V- Z - координаты JIA В земной CK;
i и Я - дальность и высота полета.
Уравнения кинематических связей угловых скоростей:
Cθχp COy1, Шгj - проекции угловой скорости вращения JIA на оси
связанной системы координат; γ - угол крена;
ψ - угол рысканья;
& - угол тангажа.
Общие допущения (симметричность тяги двигателя, неподвижность атмосферы) и различные допущения, которые возможны в траекторных задачах на большинстве участков выполняемого полета (координированный полет в вертикальной плоскости, горизонтальный полет по прямой, горизонтальный установившийся полет, прямолинейный набор высоты или снижение, набор высоты или снижение с постоянной скоростью, предпосадочное снижение по глиссаде, горизонтальный полет со скольжением без крена, горизонтальный полет с креном без скольжения) позволяют свести систему (2 - 5) в каждом из перечисленных случаев к существенно более простому виду [Остославский И.B., Стражева И.В. Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. M., Машиностроение, 1965].
Использование упрощенных уравнений для определения минимально допустимых радиусов разворота и расчета прогнозируемой траектории позволяет при необходимости снизить вычислительные затраты и повысить быстродействие и надежность производимых вычислений.
Так уравнения установившегося криволинейного полета в связанной системе координат, если считать угловые скорости малыми и пренебречь их произведениями, можно записать (пренебрегая кривизной земной поверхности) в виде:
mx$ + mlΑ δн + mx э δэ + mx x ωxl + mx yωyι - О ; (6)
røββ + m/ъ δн + пξ* ωxι + mfωyι = О ; (7)
+ ω ) ;(8)
m*a + m^в δв + т ®z ω,, = 0 , (9)
где β - угол скольжения; δн - угол отклонения руля направления; δэ - угол отклонения элеронов; Εxι , Εyl , ωzl - безразмерные проекции угловой скорости JIA на оси связанной CK; jщ. - частная производная коэффициента аэродинамического момента крена, обусловленная аэродинамическим параметром (в данном случае скольжением); πiу - частная производная коэффициента аэродинамического момента рысканья, обусловленная аэродинамическим параметром (в данном случае скольжением);
C^ - частная производная коэффициента аэродинамической боковой силы, обусловленной аэродинамическим параметром (в данном случае скольжением);
Cy - коэффициент аэродинамической нормальной силы; р - плотность воздуха;
S - площадь эквивалентного крыла;
V - скорость набегающего потока; а - угол атаки;
/ - размах крыла.
Для небольших углов тангажа выражения (5) приобретают вид:
(10)
ω∑ι = -i^feсоs θsiп γ » -$sin γ.
При выполнении в горизонтальной плоскости правильного виража (когда угол скольжения равен нулю) выражения (10) примут вид:
p рSоIι & & f ,j 5
%i = - ТЗТГ 11 δн + ^ siпγсоsγ); 4т соs γ
ωyi = -T-(cfнδн + cy siпγсоsγ); (11) yx Am y ωzι = ^- H4aK + c v siп γcosγ)tgγ. Im где йα - средняя аэродинамическая хорда крыла.
Выражения (11) определяют сосmвляющие угловой скорости но осям связанной с JIA системы координат; при помощи этих выражений мояαю найти полную угловую скорость JIA при правильном вираже. Переходя от безразмерных угловых скоростей к размерным, возводя составляющие в квадрат и складывая эти квадраты, получим квадрат полной угловой скорости и затем полную угловую скорость. Таким образом, найдем:
Полагая силы, действующие на JIA, не зависящими от положения рулей
( cz н = 0 ), получаем еще более простое выражение:
ω = --^tgγ . (13)
Учитывая, что V/R = ω, получаем, с учетом перечисленных допущений, простейшее выражение для расчета радиуса правильного виража R, выполняемого в горизонтальной плоскости:
Если в рассмотренном случае в выражении (14) использовать максимально допустимый (из соображений допустимой боковой перегрузки) креп γдoп., то с использованием текущего значения скорости V можно рассчитать текущий минимально допустимый радиус разворота, а с использованием прогнозируемого значения скорости - прогнозируемый минимально допустимый радиус разворота.
Таким образом, рассмотренный выше способ и его варианты позволяют экипажу адекватно оценить степень опасности рельефа и принять правильное решение о необходимости и характере маневрирования до возникновения опасной ситуации. Заявляемое устройство предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности содержит (фиг.5) навигационную систему 24, обнаружитель препятствий 25, устройство сигнализации 26, видеогенератор 27 и дисплей 28 на его выходе, при этом обнаружитель препятствий 25 включает вычислитель параметров текущего динамического состояния 29, определитель координат 30, вычислитель прогнозируемой траектории 31 и компаратор 32, выход навигационной системы 24 подключён к входам вычислителя параметров текущего динамического состояния 29 и определителя координат 30, выходы которых соответственно подключены к первому и второму входам вычислителя прогнозируемой траектории 31, третий вход которого соединён с базой аэронавигационной информации (БАИ) 33, первый и второй входы компаратора 32 соединены соответственно с блоком управления 34 и базой данных рельефа 35, первый и второй выходы компаратора 32 соответственно соединены с входом устройства сигнализации 26 и первым входом видеогенератора 27, второй и третий входы которого соответственно соединены с базой аэронавигационной информации 33 и выходом определителя координат 30.
Устройство также содержит: вычислитель минимально допустимых радиусов разворота 36, вычислитель прогнозируемых минимально допустимых
радиусов разворота 37, формирователь безопасного пространственного коридора 38 и сканирующий узел 39 компаратора 32, при этом вход вычислителя минимально допустимых радиусов разворота 36 соединён с выходом вычислителя параметров текущего динамического состояния 29, а его выход соединён с первым входом 5 формирователя безопасного коридора 38, второй вход которого соединён с выходом вычислителя прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота 37, а его третий вход соединен с выходом вычислителя прогнозируемой траектории 31, выполненного с дополнительным выходом, который соединен с входом вычислителя прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота 37, а выход ю формирователя безопасного пространственного коридора 38 соединён с третьим входом компаратора 32 и входом сканирующего узла 39 компаратора 32, выход которого соединен с четвертым входом компаратора 32, при этом четвертый вход видеогенератора 27 соединен с выходом вычислителя прогнозируемой траектории 31.
15 Кроме того, устройство содержит узел памяти пройденной траектории 40, вход которого соединен с выходом определителя координат 30, а выход - с пятым входом видеогенератора 27.
Устройство работает следующим образом.
Обнаружитель препятствий 25 по информации, поступающей на его входы с
20 выхода навигационной системы 24, с выхода базы данных рельефа 35, с выхода БАИ 33 выполняет следующие функции: определяет координаты JIA в определителе координат 30, вычисляет параметры текущего динамического состояния JIA в вычислителе параметров текущего динамического состояния 29, вычисляет прогнозируемую траекторию в вычислителе прогнозируемой траектории 31.
25 Компаратор 32 определяет наличие совпадения пространства элементов базы данных рельефа с БIЖ. По информации о параметрах текущего динамического состояния, поступающей с выхода вычислителя 29, в вычислителе 36 рассчитываются соответственно текущие минимально допустимые радиусы разворота. Вычислитель прогнозируемой траектории 31 выполнен с зо дополнительным выходом, с которого информация о прогнозируемых параметрах динамического состояния поступает на вход вычислителя 37, где рассчитываются прогнозируемые минимально допустимые радиусы разворота. По информации,
поступающей с выходов вычислителей 36 и 37 соответственно на первый и второй входы формирователя безопасного коридора 38, и информации о прогнозируемой траектории, поступающей с выхода вычислителя 31 на третий вход того же формирователя, в нем рассчитываются границы безопасного пространственного коридора, информация о которых поступает с выхода формирователя 38 на третий вход компаратора 32 и на вход сканирующего узла 39 компаратора 32. В компараторе 32 по результатам ипформациоiшого сканирования рельефа, выполненного с помощью узла 39, осуществляется сравнение БГЖ с элементами рельефа. Если при сравнении БПК с элементами рельефа обнаруживается пространство, принадлежащее как БГЖ, так и пространству базы данных рельефа, то компаратор 32 па своих выходах (и, следовательно, па выходах обнаружителя 25), вырабатывает сигналы, поступающие на вход устройства сигнализации 26, уведомляющего об опасности, и на первый вход видеогенератора 27 для последующего отображения на дисплее 28 прогнозируемой траектории и текстов уведомлений об опасном рельефе, при этом па второй и третий входы видеогенератора 28 поступает информация с выхода БАИ 33 об аэродромах и с выхода определителя координат 30 о текущих координатах JIA.
Для анализа экипажем текущих динамических возможностей JIA по выполнению маневрирования полезно отображать на дисплее 28 участок пройденной траектории, ограниченный выбранным масштабом экрана, для чего дополнительно в состав устройства вводится блок памяти координат пройденной траектории 40, с выхода которого информация о запомненных координатах пройдешюй траектории поступает через видеогеператор 27 для отображения па дисплее 28. Сигналы, поступающие на вход компаратора 32 с выхода блока управления
34, позволяют производить отключение сигнализации.
Таким образом, рассмотренный выше способ и устройство па его основе позволяют экипажу адекватно оценить степень опасности рельефа и принять правильное решение о необходимости и характере маневрирования. Блоки и узлы устройства реализуются с использованием аппаратно- программных модулей, построенных па базе широко распространенных стандартных устройств аналоговой и цифровой вычислительной техники.
Для разработки программного обеспечения, реализующего необходимые функции упомянутых устройств, использовались стандартные языки программирования («C», «C++»), программно-математическое обеспечений фирм
«MICROSOFT», «BORLAND» и известные формулы геодезических
5 преобразований [Закатов П. С. Курс высшей геодезии. M., Недра, 1976].
Блок 25, включающий блоки 29 - 32, и блоки 36 - 40 реализованы на базе интегрированного модуля фирмы «ЛMPRO» с процессорным модулем фирмы «ANALOG MICRODEVICSES», работающего от источника питания фирмы «AJШKCAHДEP ЭЛEKTPИK». В указанных блоках также используются ю интерфейсные микросхемы фирмы «ANALOG DEVTCES» и прецизионные программируемые усилители фирмы «TEXΛS ГNSTRUMENTS».
Блок 26 реализован на базе аналоговых звуковых кодеров и декодеров фирмы «TEXAS ESfSTRUMENTS)), операционных усилителей фирмы «MAXIM» и программируемых логических интегральных схем фирмы «ALTERA». 15 Блок 27 реализован па базе видеоконтроллера фирмы «SHЛRP», видеоусилителей фирмы «MAXIM», и высоковольтных преобразователей фирмы «TDK».
Блок 28 реализован на базе жидкокристаллической матрицы фирмы «SHARP».
20 Блоки 33 и 35 реализованы на базе постоянных запоминающих устройств
«DiskOnChip» фирмы «M-SYS'ШMS».
Блок 34 реализован па базе переключателей фирмы «BOURNS», соединителей фирмы «MOLEX», преобразователей напряжений фирмы «MAXIM».
Промышленная применимость
25 Заявляемые способ и устройство на его основе являются перспективными для использования на борту JIA с целью снижения вероятности летных происшествий, поскольку они позволяют уведомить экипаж об опасном сближении с рельефом за время, достаточное для выбора маневра ухода, включая разворот на обратный курс, без превышения допустимых перегрузок. зо При этом заявляемые способ и устройство позволяют упростить экипажу задачу оценки степени опасности, которую представляет впереди расположенный
рельеф, и выбора необходимого маневра путем отображения в одном масштабе проекций рельефа, пройденной и прогнозируемой траектории.
Математическое моделирование, полуиатурпые и летные испытания заявляемого устройства, в котором реализован заявляемый способ, показали значительное снижение (на 30-40%) вероятности аварийных летных ситуаций по сравнению с известными системами обеспечения безопасности полета.
Летные испытания, проведенные на самолетах Ту-154, Ty-204, Ty-214, Ty- 334, Як-40, Як-42, Ил-76, Ил-86, Бe-2005 продемонстрировали высокую эффективность использования заявляемых способа и устройства.
Claims
1. Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности, по которому определяют местоположение летательного аппарата с помощью навигационной системы, производят определение параметров текущего
5 динамического состояния, вычисляют прогнозируемую траекторию, определяют опасный рельеф местности и предупреждают о наличии опасности, отличающийся тем, что непрерывно перед определением опасного рельефа местности вычисляют на основе параметров текущего динамического состояния минимально допустимые радиусы разворота, затем прогнозируют упомянутые радиусы разворота на время ιо определения опасного рельефа, а далее путем сканирования пространства прогнозируемой траекторией формируют безопасный коридор, границы которого определяют исходя из возможности разворота летательного аппарата па обратный курс в соответствии с прогнозируемыми значениями минимально допустимых радиусов разворота, и определяют опасный рельеф на основании сопоставления
15 упомянутого безопасного коридора с рельефом местности.
2. Способ по п.l, отличающийся тем, что границы безопасного коридора определяют путем сканирования пространства линией прогнозируемой траектории влево и вправо от упомянутой траектории, при этом ширина безопасного коридора определяется формулой:
20 L = 2x[Rϊφu +I^л + \ + λ2] ,
где
L - ширина безопасного коридора;
Rщ.п. - прогнозируемый минимально допустимый радиус правого разворота;
25 i?пp.л. - прогнозируемый минимально допустимый радиус левого разворота;
λj - максимальная ошибка определения местоположения летательного аппарата; λ2 - минимально безопасное боковое расстояние летательного аппарата от рельефа местности.
3. Устройство предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности, содержащее навигационную систему (24), обнаружитель препятствий 5 (25), устройство сигнализации (26), видеогеиератор (27) и дисплей (28) па его выходе, при этом обнаружитель препятствий (25) включает вычислитель параметров текущего динамического состояния (29), определитель координат (30), вычислитель прогнозируемой траектории (31) и компаратор (32), выход навигационной системы (24) подключён к входам вычислителя параметров текущего
10 динамического состояния (29) и определителя координат (30), выходы которых соответственно подключены к первому и второму входам вычислителя прогнозируемой траектории (31), третий вход которого соединён с базой аэронавигационной информации (33), первый и второй входы компаратора (32) соединены соответственно с блоком управления (34) и базой данных рельефа (35),
15 первый и второй выходы компаратора (32) соответственно соединены с входом устройства Сϊjгпализации (26) и первым входом видеогеператора (27), второй и третий входы которого соответственно соединены с базой аэронавигационной информации (33) и выходом определителя координат (30), отличающееся тем, что в устройство введены вычислитель минимального допустимых радиусов разворота
20 (36), вычислитель прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота (37), формирователь безопасного коридора (38) и сканирующий узел (39) компаратора (32), при этом вход вычислителя минимально допустимых радиусов разворота (36) соединён с выходом вычислителя параметров текущего динамического состояния (29), а его выход соединён с первым входом
25 формирователя безопасного коридора (38), второй вход которого соединён с выходом вычислителя прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота (37), а его третий вход соединен с выходом вычислителя прогнозируемой траектории (31), выполненного с дополнительным выходом, который соединен с входом вычислителя прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота (37), при зо этом, выход формирователя безопасного коридора (38) соединён с третьим входом компаратора (32) и входом сканирующего узла (39) компаратора (32), выход которого соединен с четвертым входом компаратора (32), а четвертый вход видеогенератора (27) соединен с выходом вычислителя прогнозируемой траектории (31).
4.Уcтpoйcтвo по п. 3 отличающееся тем, что введен узел памяти пройденной траектории (40), вход которого соединен с выходом определителя координат (3O)5 а выход соединен с пятым входом видеогенератора (27).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006114621 | 2006-04-24 | ||
| RU2006114621/11A RU2301456C1 (ru) | 2006-04-24 | 2006-04-24 | Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности и устройство на его основе |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2007123438A1 true WO2007123438A1 (fr) | 2007-11-01 |
Family
ID=38314426
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2007/000106 WO2007123438A1 (fr) | 2006-04-24 | 2007-03-06 | Procédé pour empêcher la collision d'un aéronef avec le terrain et dispositif basé sur ce procédé |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2301456C1 (ru) |
| WO (1) | WO2007123438A1 (ru) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9043144B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-05-26 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US9046372B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-06-02 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US9074895B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-07-07 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US9074896B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-07-07 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US9898934B2 (en) | 2016-07-25 | 2018-02-20 | Honeywell International Inc. | Prediction of vehicle maneuvers |
| US10347142B2 (en) | 2014-11-05 | 2019-07-09 | Honeywell International Inc. | Air traffic system using procedural trajectory prediction |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2444706C1 (ru) * | 2010-10-28 | 2012-03-10 | Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта |
| RU2544765C1 (ru) * | 2013-10-09 | 2015-03-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Устройство определения технического состояния бортовых систем летательных аппаратов по результатам оценки параметров |
| CN108154715B (zh) * | 2016-12-02 | 2022-02-25 | 上海航空电器有限公司 | 一种侧向碰撞监测方法 |
| CN112197768B (zh) * | 2020-10-21 | 2022-10-11 | 中国人民解放军海军航空大学 | 一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0674299A1 (fr) * | 1994-03-24 | 1995-09-27 | Sextant Avionique | Procédé et dispositif pour la prévention des collisions des aérodynes avec les obstacles du relief |
| JPH11259799A (ja) * | 1998-01-12 | 1999-09-24 | Dassault Electronique | 改良された表示装置を用いた航空機の地面衝突防止方法および地面衝突防止装置 |
| US6021374A (en) * | 1997-10-09 | 2000-02-01 | Mcdonnell Douglas Corporation | Stand alone terrain conflict detector and operating methods therefor |
| RU99120694A (ru) * | 1998-09-24 | 2001-08-27 | Томсон Ссф Детексис (Fr) | Устройство содействия выполнению посадки летательного аппарата |
| FR2867559A1 (fr) * | 2004-03-12 | 2005-09-16 | Thales Sa | Dispositif d'affichage de carte topographique pour aeronef |
-
2006
- 2006-04-24 RU RU2006114621/11A patent/RU2301456C1/ru not_active IP Right Cessation
-
2007
- 2007-03-06 WO PCT/RU2007/000106 patent/WO2007123438A1/ru active Application Filing
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0674299A1 (fr) * | 1994-03-24 | 1995-09-27 | Sextant Avionique | Procédé et dispositif pour la prévention des collisions des aérodynes avec les obstacles du relief |
| US6021374A (en) * | 1997-10-09 | 2000-02-01 | Mcdonnell Douglas Corporation | Stand alone terrain conflict detector and operating methods therefor |
| JPH11259799A (ja) * | 1998-01-12 | 1999-09-24 | Dassault Electronique | 改良された表示装置を用いた航空機の地面衝突防止方法および地面衝突防止装置 |
| RU99120694A (ru) * | 1998-09-24 | 2001-08-27 | Томсон Ссф Детексис (Fr) | Устройство содействия выполнению посадки летательного аппарата |
| FR2867559A1 (fr) * | 2004-03-12 | 2005-09-16 | Thales Sa | Dispositif d'affichage de carte topographique pour aeronef |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9043144B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-05-26 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US9046372B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-06-02 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US9074895B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-07-07 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US9074896B2 (en) | 2011-01-18 | 2015-07-07 | Bae Systems Plc | Trajectory planning |
| US10347142B2 (en) | 2014-11-05 | 2019-07-09 | Honeywell International Inc. | Air traffic system using procedural trajectory prediction |
| US9898934B2 (en) | 2016-07-25 | 2018-02-20 | Honeywell International Inc. | Prediction of vehicle maneuvers |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2301456C1 (ru) | 2007-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2007123438A1 (fr) | Procédé pour empêcher la collision d'un aéronef avec le terrain et dispositif basé sur ce procédé | |
| US6662086B2 (en) | Fuzzy logic based emergency flight control with thrust vectoring capability | |
| RU2550887C2 (ru) | Бортовая интегрированная система информационной поддержки экипажа и когнитивный формат представления полетной информации на этапе "взлет" многодвигательного воздушного судна | |
| US9132912B2 (en) | Automated take off control system and method | |
| US7132960B2 (en) | Approach monitoring and advisory system and method | |
| Jorgensen et al. | A neural network baseline problem for control of aircraft flare and touchdown | |
| JP2022500733A (ja) | 予測航空機飛行包絡線保護システム | |
| CN108549408A (zh) | 一种自动防撞地航迹规划方法及系统 | |
| US9070284B2 (en) | Turbulence avoidance operation assist device | |
| Lombaerts et al. | Piloted simulator evaluation of maneuvering envelope information for flight crew awareness | |
| CN114115312B (zh) | 一种实时机载自动防撞地告警及回避决策方法和系统 | |
| Lin et al. | A fast obstacle collision avoidance algorithm for fixed wing uas | |
| US20230306857A1 (en) | Information processing device, information processing method, computer program, and mobile device | |
| WO2009029005A2 (fr) | Procédé et système pour assurer la sécurité d'un aéronef | |
| RU2324203C2 (ru) | Способ и система предупреждения о возможности попадания летательного аппарата в опасную зону вихревого следа генератора вихрей | |
| CN108154715A (zh) | 一种侧向碰撞监测方法 | |
| Masri et al. | Autolanding a power-off uav using on-line optimization and slip maneuvers | |
| Shevchenko | Energy-based approach for flight control systems design | |
| JP2021535034A (ja) | 区分的な回復システム | |
| RU2324953C2 (ru) | Интегрированная система вихревой безопасности летательного аппарата | |
| JP7154390B2 (ja) | 航空機の自動回復を開始する前の使用可能時間 | |
| RU2644048C2 (ru) | Система управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов в режиме увода с опасной высоты при работе по наземным объектам | |
| Carpenter | Simulation and piloted simulator study of an automatic ground collision avoidance system for performance limited aircraft | |
| RU2397549C1 (ru) | Способ предупреждения угрозы столкновения вертолета с наземными препятствиями | |
| Di Vito et al. | UAV free path safe DGPS/AHRS approach and landing system with dynamic and performance constraints |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 07747839 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 07747839 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |