WO2022031182A1 - Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата - Google Patents

Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
WO2022031182A1
WO2022031182A1 PCT/RU2020/000409 RU2020000409W WO2022031182A1 WO 2022031182 A1 WO2022031182 A1 WO 2022031182A1 RU 2020000409 W RU2020000409 W RU 2020000409W WO 2022031182 A1 WO2022031182 A1 WO 2022031182A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
camera
sensors
landing
hemisphere
Prior art date
Application number
PCT/RU2020/000409
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Дмитрий Михайлович ЯРЫГИН
Александр Сергеевич ЖДАНОВ
Юрий Витальевич ПЕТРОВ
Станислав Алексеевич МАТВЕЕВ
Станислав Анатольевич РУДЫКА
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Priority to PCT/RU2020/000409 priority Critical patent/WO2022031182A1/ru
Publication of WO2022031182A1 publication Critical patent/WO2022031182A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D47/00—Equipment not otherwise provided for
    • B64D47/08—Arrangements of cameras
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/02—Systems using reflection of radio waves, e.g. primary radar systems; Analogous systems
    • G01S13/50—Systems of measurement based on relative movement of target
    • G01S13/58—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination systems
    • G01S13/60—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination systems wherein the transmitter and receiver are mounted on the moving object, e.g. for determining ground speed, drift angle, ground track

Definitions

  • the invention relates to the field of constructing synthesized images and can be used to provide the pilot with situational awareness of the cockpit environment of the forward hemisphere, increase the pilot's situational awareness of the cockpit environment of the lower hemisphere, and make decisions by the pilot to change the flight path of the aircraft or to land the aircraft.
  • the RockwellCollinsEVS system (USA) generates infrared images of the external environment that the pilot sees and displays them on the HGS®-4000 head-up navigation system, developed by the same company.
  • Max Vizlnc Company offers the EVS 600 system [Max-VizInc.InformationManualEVS-600, 3091-00024 Rev. C, june 6, 2011] based on 8-14 ⁇ m IR sensor and TV sensor. Information from both sensors is fed to a computing device, where it is integrated and displayed on an electronic indicator to the pilot. The company also provides the EVS 1500 solution [Max-VizInc.InformationManualEVS-1500, 3091-00019 Rev.
  • SMCE1es1gon1s8 (Canada) has two types of systems: CMA-2700 I-Series TM and a more compact and cheaper version of CMA-2610 M-Series TM. sensor, in the case of M-Series - uncooled, operating in the range of 8-14 microns.
  • a system based on millimeter-wave radar is under development. Images are displayed on the windshield or electronic display SELEX Galileo (Italy) provides the EUM, made in accordance with the requirements of military aircraft.
  • the system uses a step-by-step zoom IR sensor with a focal plane array of photodetectors to provide high quality and resolution IR imaging in day, night and low visibility conditions on land, sea and in the air.
  • the IR sensor operates in the spectral range of 3-5 microns, the resolution of the resulting image is 640x480 pixels.
  • the synthesized vision module can operate both in the mode of generating only a synthesized image, and in the mode of combining the synthesized and visible image.
  • Thales offers an all-day and all-weather EPU on the market, which includes a recording module with a cooled 3-5 ⁇ m IR sensor, a calculator, and a display on the windshield.
  • the features of the system include the use of a high-resolution IR sensor (1024x768 p.), the widest field of view in this class of systems (40°x26°).
  • the presented certified analogue systems that exist on the market can be conditionally classified as first-generation systems: these are either “sensor-display” systems that provide transmission of the image received from sensors to the indicator, or systems for visualizing synthesized geographic data using GPS.
  • first-generation systems these are either “sensor-display” systems that provide transmission of the image received from sensors to the indicator, or systems for visualizing synthesized geographic data using GPS.
  • the function of combining multispectral information is implemented; none of the commercial systems considers the tasks of increasing the level of awareness of the pilot of an aircraft about the outside environment of the lower hemisphere during landing tasks both on equipped and non-equipped sites.
  • the system [according to US patent US 10358233] includes sensors placed on the outside of the aircraft, a computing device and an electronic indicator.
  • a set of sensors is an improved vision system, which may include cameras of various ranges, lidars, radars, and the purpose of which is to increase the situational awareness of the pilot about the cockpit environment of the forward hemisphere, a computing device that provides reception, processing and visualization of information with subsequent output of information to an electronic indicator.
  • This system implements the functions of complexing multispectral information, considers the tasks of automatic selection of the takeoff and landing strips, building synthesized images to increase the pilot's awareness of the state of the runway and, as a result, improve the braking of the aircraft on the runway.
  • the disadvantage of the system is the low awareness of the pilot about the outside environment of the lower hemisphere, the problem of landing the aircraft on an unequipped landing site has not been solved.
  • the closest analogue presents an onboard system and a method for identifying a moving landing site.
  • the onboard system includes a computing device, sensors, which may include a television camera, a millimeter wave camera, an infrared camera, lidars, radars, sonars and weather sensors, database, navigation system, flight control system, communication system and electronic indicator.
  • the components of the onboard system are connected by a data bus.
  • data on the moving landing platform is captured using the aircraft's front hemisphere sensor.
  • the data includes the energy parameters of the moving landing platform.
  • the tasks of the computing device include processing the data received from the sensors, synthesizing data with the identification of a moving landing platform using graphic elements, followed by output to an electronic indicator
  • the disadvantage of the closest analogue is the impossibility of the on-board system of the aircraft to provide the pilot with situational awareness of the situation outside the cockpit of the lower hemisphere of the aircraft, especially when landing on an unequipped site.
  • the purpose of the claimed invention is to increase and ensure the pilot's awareness of the cockpit situation in the lower hemisphere of the aircraft when landing on unequipped sites in little explored or unexplored terrain, while maintaining the pilot's situational awareness of the cockpit environment of the forward hemisphere.
  • the goal is achieved by:
  • the complex for ensuring the safety of flight and landing of an aircraft including sensors of the front hemisphere of the aircraft, namely a laser-location module, a television camera, cameras of the near and far infrared range, connected via the first bidirectional data bus with a computing device, which, by means of the second bidirectional the data bus is connected to an electronic indicator, while the output of the onboard power supply system of the aircraft is connected to the input of the electronic indicator, the output of the onboard power supply system of the aircraft is connected to the input of the computing device, in turn, the power output of the computing device is connected to the inputs of the sensors of the front hemisphere, while
  • the complex includes sensors of the lower hemisphere, namely, either one television camera, or two spaced television cameras, or four spaced television cameras, a camera of the near infrared range, a georadar, connected via the first bidirectional data bus to a computing device, the power output of which is connected to inputs of sensors of the lower hemisphere.
  • the technical result is to increase the pilot's situational awareness of the cockpit situation in the lower hemisphere of the aircraft, while maintaining the pilot's situational awareness of the cockpit environment of the forward hemisphere.
  • Figure 1 shows a diagram of the claimed invention.
  • Figure 2 shows a view of the generated visual information for the "Flight" mode.
  • On fig.Z presents a view of the generated visual information for the mode "Flight" when indicating dangerous objects.
  • Figure 4 shows a view of the generated visual information for the "Landing" mode for the case of using one TV camera and georadar.
  • Figure 5 shows the dependence of the colors of the marking of obstacles on the distance and angle between the direction of the obstacle and the ground speed vector of the carrier.
  • the complex for ensuring the safety of flight and landing of an aircraft contains (see Fig.1): forward-view sensors - 1, down-view sensors - 2, a computing device - 3, an electronic indicator - 4.
  • the composition of the forward-view sensors 1 includes: laser-location module - 5 with a working wavelength of 1.55 microns, television camera - 6 with a resolution of the received image 1024x768 pixels, IR camera (0.9-1.7 microns) - 7 with a resolution of the received image 640x480 pixels, IR camera (8 -14 microns) - 8 with a resolution of the resulting image of 640x480 pixels, a radar station - 9 with an operating wavelength of 3 mm.
  • the outputs of the laser-location module 5, television camera 6, IR camera 7, IR camera 8, television camera 11, IR camera 12 and the input of the computing device 3 are connected to each other by data buses made using ARINC-818 technology; radar station 9, georadar 10 and computing device 3 carry out bidirectional data transmission via Ethernet buses.
  • the computing device 3 and the electronic indicator 4 are informationally connected via a data bus made using EthemetjKpOMe technology, from the output of the computing device 3 to the inputs of the laser-location module 5, the television camera 6, the IR camera 7, the IR camera 8, the radar station 9, the georadar 10, television cameras!
  • the IR camera 12 is powered through the energy line
  • the input of the computing device 3 is powered from the aircraft board, using a data bus made on the basis of ARINC-429 technology, information is exchanged between the aircraft board and the computing device 3.
  • On the input of the electronic indicator4 is powered from the aircraft.
  • the computing device 3 is designed for complex processing of information with subsequent output to the electronic indicator 4 coming from the laser-location module 5, the television camera 6, the IR camera 7, the IR camera 8, the radar station 9, the ground penetrating radar 10, television cameras! 1, IR camera 12, namely: combining into a video stream with an update period of not more than 100 ms images from a television camera 6, IR camera 7, IR camera 8 for synthesizing images with data coming from the laser location module 5 and the radar station and 9; combining into a video stream with an update period of not more than 100 ms images from the television camera 11, IR camera 12; formation of stereo images during the probing of the underlying surface by an aircraft, synthesizing data from the television camera 11, IR camera 12 with the results of probing the underlying surface from the georadar 10.
  • the electronic indicator 4 is designed to visualize information coming from the computing device 3 and control the components inventions by commands given by the pilot or navigator, as well as light indication of the technical condition of the image
  • Laser location module 5 is a channel with pulsed laser illumination and spatial selection of objects and belongs to active vision systems designed to observe objects at night, as well as in fog, smoke and heavy dust.
  • Laser location module 5 provides detection and visualization objects such as wires and power lines , chimneys , masts and other high objects in conditions of limited visibility , ie . when it is impossible to obtain a satisfactory image of objects using night vision devices or a low-level television camera
  • IR camera 7 are designed to generate data on the outside environment of the front hemisphere of the aircraft at different levels of illumination and under different weather conditions, thereby ensuring the all-weather and all-season nature of the invention.
  • Radar station 9 is designed to detect obstacles in a given sector of the front hemisphere of the aircraft by generating radar information with primary data processing
  • Georadar 10 is designed for additional information support for the safe landing of an aircraft on unequipped sites by probing the underlying surface in the hover mode of the aircraft above the ground at a height of 5 to 10 meters.
  • IR camera 12 are designed for additional information support for the safe landing of the aircraft on unequipped sites, by generating data on the outside environment in the lower hemisphere of the aircraft.
  • the invention proposes two different modes and their corresponding formats for presenting information to the aircraft crew: - Flight. During the flight, the forward view of the outside space is carried out through the formation of primary data from 1.
  • Landing During the landing process, basic information about the underlying surface on which the landing is made is provided by 2.
  • the electronic indicator 4 is divided into two components, which are located one below the other.
  • the upper part of the indicator a complex image from cameras of different spectral ranges is displayed.
  • the lower part of the screen is a container for various indication labels, non-voice messages and signals.
  • TV the source of images from the television camera 6.
  • the electronic indicator 4 displays the image formed by the camera of the television range.
  • the presence of a channel in the visible part of the spectrum is largely determined by the need to provide the operator with a familiar visual image of the outside environment in good weather conditions if it is impossible to view it through the cockpit glazing (for example, in the event of icing).
  • the "TV" command is recommended for use during daylight hours in normal visibility conditions;
  • SWIR "SWIR" - source of images from the IR camera7.
  • the electronic indicator 4 displays an image generated by a shortwave infrared camera.
  • the “SWIR” command is recommended for use at night, in rain/snow conditions, or when landing on airfields with high-intensity lighting systems ( light intensity not less than 10000 cd).
  • "LWIR” - image source from the IR camera8 When IR camera 8 is selected as the only source, the electronic indicator 4 displays an image generated by a long-wavelength infrared camera.
  • the “LWIR” command is recommended for use at night, without precipitation or in haze/fog conditions.
  • LL "LL" - data source from the laser-location module 5.
  • a single synthesized image of the front view is formed in two stages. At the first stage, the images received from the television camera 6, the IR camera 7 and the IR camera 8 are combined. obstacles . In this case, the image is graduated by concentric circles of various radii with an angle step of 5 degrees.
  • Each pixel of the image generated by the laser-location module 5 is painted in one of three colors in accordance with the principle of "traffic light" (see Fig.3). The dependence of the marking colors on the distance and the angle between the direction to the obstacle and the ground speed vector of the carrier is shown in Fig. 5. If there is an obstacle from the red or yellow zone in the lower area of the electronic indicator4, a flashing message about the most dangerous pixel is generated in the following format:
  • DANGEROUSLY. D OjangerM A Ajangerrp. where: Ddanger - distance to the nearest dangerous pixel , Adanger - elevation angle of the nearest dangerous pixel . The color of the text corresponds to the danger zone of the pixel about which the message is generated. Flashing period - 2 Hz. If the most dangerous pixel belongs to the green zone, no message is displayed.
  • Radar a source of data from the radar station 9. Due to the low resolution, the data generated by the radar station 9 are not used in the formation of integrated images of the outside space: the radar station 9 is only a dangerous obstacle detector and a meter of their coordinates in the "Flight" mode. If the radar station 9 detects an obstacle from the red (0-200 m) or yellow zone (200-600 m) in the lower area of the electronic indicator 4, a flashing message about the range and elevation is generated. Also, if the message about the obstacle flashes red, the crew is additionally notified of the danger using an audible signal. "KMP1", “KMP2” and “KMPZ” - selection of the algorithm for generating complexed images (algorithm with priority of data from a television camera 6, morphological complexing algorithm or algorithm based on adding differences);
  • TCS: *** and “ZV: ***” - Adjustment of text and sound messages. Enabling and disabling text messages about dangerous obstacles is carried out by the button “TCS: ***”; the signature “TCS: ON” means that the output of text messages is enabled, “TCS: OFF” - disabled.
  • the crew of the aircraft using the control device on the electronic indicator 4, generates commands for the computing device 3 with which the outside environment will be visualized by issuing data from the sensors of the bottom view 2 (see Fig.4).
  • Commands of the “Flight” mode are also used in the “Landing” mode, except for those commands (not used), the data sources of which are not declared in the sensors of the lower view 2.
  • the command “TV” is the source of data from the television camera 11.
  • the image generated by the camera of the television range is displayed on the electronic indicator 4.
  • a 3D map of the area is formed on the electronic indicator 4 when the aircraft probes the underlying surface with the synthesis of data on the thickness of the underlying surface received from the georadar 10, with the possibility of automatically determining the suitability of the aircraft landing on an unequipped site, followed by the pilot making a landing decision.
  • command “RLS” a source of data from the ground penetrating radar! 0.
  • Georadar 10 is a relief meter under the carrier in terms of assessing the thickness of the layers of the underlying surface, as well as determining the type of the underlying surface. Data on the thickness of the layers of the underlying surface, as well as the type of the underlying surface under the carrier when the "Radar" command is enabled, are displayed in the lower part of the electronic indicator 4.
  • the generated messages have the following format:
  • SURFACE_VIEW H view of surfaces. where: SURFACE_TYPE - air, snow, ice, etc.; H view-P surface - the depth of the surface of this view in meters.
  • data on the surface under the media is displayed as a histogram. If the measured parameters of the underlying surface may be dangerous for landing, the message flashes red at a frequency of 2 Hz. In this case, it is necessary to additionally notify the crew of the danger using a voice message or signal.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата содержит датчики передней полусферы летательного аппарата в составе лазерно-локационного модуля, телевизионной камеры, камеры ближнего и дальнего инфракрасного диапазона, датчики нижней полусферы в составе по крайней мере одной телевизионной камеры, камеры ближнего инфракрасного диапазона, георадара, вычислительное устройство, электронный индикатор. Обеспечивается повышение осведомленности пилота о закабинной обстановке в нижней полусфере летательного аппарата при задачах посадки на необорудованные площадки в мало разведанной или неразведанной местности, при сохранении ситуационной осведомленности пилота о закабинной обстановке передней полусферы.

Description

Описание изобретения.
Изобретение относится к области построения синтезированных изображений и может быть использован о для обеспечения ситуационной осведомлённости пилота о закабинной обстановке передней полусферы, повышения ситуационной осведомлённости пилота о закабинной обстановке нижней полусферы и принятия пилотом решений по изменению траектории полёта летательного аппарата или посадки летательного аппарата.
Согласно [Желтов С.Ю., Выголов О.В., Визильтер Ю.В. Авиационные системы улучшенного и синтезированного видения закабинного пространства // ГосННИАС] известны следующие коммерческие системы синтезированного зрения.
Система RockwellCollinsEVS (США) формирует ИК -изображения внешней среды, которую видит пилот , и выводит их на дисплей навигационной системы на лобовом стекле HGS®-4000, разработки этой же компании.
Компания Max-Vizlnc. (США) предлагает систему EVS 600 [Max-VizInc.InformationManualEVS-600, 3091-00024 Rev. С, june 6, 2011] на базе ИК- датчика 8-14 мкм и ТВ -датчика. Информация с обоих датчиков поступает на вычислительное устройство , где комплексируется и выдаётся на электронный индикатор лётчику . Компания также пре доставляет решение EVS 1500 [Max-VizInc.InformationManualEVS-1500, 3091-00019 Rev. С, june 6, 2011] на базе одного ИК -датчика с переключаемыми полями зрения для вертолётов и бизнес-самолётов и систему EVS 2500 на базе двух ИК -датчиков: длинноволнового - для формирования изображений рельефа и потенциальных препятствий и коротковолнового - для обнаружения ярких сигнальных огней взлетно-посадочной полосы.
У компанииСМСЕ1ес1гоп1с8 (Канада) представлены два вида систем: СМА-2700 I-Series™ и более компактный и дешёвый вариант СМА-2610 M-Series™.B 1-8епезиспользуется охлаждаемый , двухдиапазонный(1-3 и 3-5 мкм) ИК-датчик, в случае M-Series — неохлаждаемый, работающий в диапазоне 8-14 мкм. В стадии разработки находится система на базе миллиметрового радара. Индикация изображений выполняется на лобовом стекле или электронном индикаторе Компания SELEX Galileo (Италия) предоставляетЕУЗ, выполненную согласно требованиям военной авиационной техники . В системе используется ИК -датчик с пошаговым изменением масштаба и матрицей фото приемников в фокальной плоскости, обеспечивающий формирование ИК -изображений высокого качества и разрешения в дневное, ночное время и в условиях плохой видимости на суше , море и в воздухе . ИК-датчик работает в спектральном диапазоне 3-5 мкм, разрешение получаемого изображения - 640x480 пикселей. Модуль синтезированного видения может работать как в режиме формирования только синтезированного изображения , так и в режиме совмещения синтезированного и видимого изображения.
Компания Thales (Франция) предлагает на рынке всесуточную и всепогоднуюЕУЗ, в состав которой входят регистрирующий модуль с охлаждаемым ИК-датчиком спектрального диапазона 3-5 мкм, вычислитель, дисплей на лобовом стекле. К особенностям системы можно отнести использование ИК -датчика высокого разрешения (1024x768 пике.), самое широкое поле зрения в этом классе систем (40°х26°).
Представленные сертифицированные системы -аналоги, существующие на рынке, можно условно отнести к системам первого поколения : это либо системы «датчик- дисплей», обеспечивающие передачу на индикатор изображения , полученного от датчиков, либо системы визуализации синтезированных географических данных с использованием GPS. В малом числе рассмотренных системах реализована функция комплексирования многоспектральной информации , ни в одной из коммерческих систем не рассматриваются задачи повышения уровня осведомлённости пилота летательного аппарата о закабинной обстановке нижней полусферы при задачах посадки как на оборудованные, так и на необорудованные площадки.
В системе [по патенту США US 10358233] включены датчики, размещаемые на внешней стороне летательного аппарата , вычислительное устройство и электронный индикатор. Набор датчиков представляет собой систему улучшенного видения , в состав которой могут входить камеры различных диапазонов , лидары, радары, и целью которой является повышение ситуационной осведомлённости пилота о закабинной обстановке передней полусферы , вычислительное устройство обеспечивающее приём, обработку и визуализацию информации с последующим выводом информации на электронный индикатор.
В данной системе реализованы функции комплексирования многоспектральной информации, рассматриваются задачи автоматического выделения взлётно -посадочной полосы, построения синтезированных изображений для повышения осведомлённости пилота летательного аппарата о состоянии взлётно-посадочной полосы и, как следствие, улучшение торможения летательного аппарата на взлётно -посадочной полосе . Недостатком системы является низкая осведомлённость пилота о закабинной обстановке нижней полусферы , не решена задача посадки летательного аппарата на необорудованную посадочную площадку.
В наиболее близком аналоге [по патенту США U09752893] представлена бортовая система и способ для идентификации движущейся посадочной площадки Бортовая система включает в себя вычислительное устройство , датчики, в состав которых могут входить телевизионная камера , камера миллиметрового диапазона , инфракрасная камера , лидары, радары, сонары и погодные датчики , базу данных , навигационную систему , систему управления полётом , систему связи и электронный индикатор. Составные части бортовой системы соединены шиной данных . В аналоге с помощью датчика передней полусферы летательного аппарата осуществляется захват данных о движущейся посадочной платформе. Данные включают в себя энергетические параметры движущейся посадочной платформы . В задачи вычислительного устройства входят обработка получаемых данных с датчиков , синтезирование данных с идентификацией движущейся посадочной платформы с помощью графических элементов с последующим выводом на электронный индикатор
Недостатком ближайшего аналога является невозможность бортовой системы летательного аппарата обеспечить ситуационнуюосведомлённости пилота о закабинной обстановке нижней полусферы летательного аппарата особенно при задачах посадки на необорудованную площадку.
Цель заявляемого изобретения - повышение и обеспечение осведомлённости пилота о закабинной обстановке в нижней полусфере летательного аппарата при задачах посадки на необорудованные площадки в мало разведанной или неразведанной местности, при сохранении ситуационной осведомлённости пилота о закабинной обстановке передней полсферы.
Поставленная цель достигается тем, что:
Комплекс обеспечения безопасности полёта и посадки летательного аппарата, включающий в себя датчики передней полусферы летательного аппарата, а именно лазерно-локационный модуль, телевизонную камеру, камеры ближнего и дальнего инфракрасного диапазона, соединенные по первой двунаправленной шине данных с вычислительным устройством, которое посредством второй двунаправленной шины данных соединено с электронным индикатором, при этом выход бортовой системы электроснабжения летательного аппарата соединен с входом электронного индикатора, выход бортовой системы электроснабжения летательного аппарата соединен с входом вычислительного устройства, в свою очередь, выход питания вычислительного устройства соединён с входами датчиков передней полусферы, при этом в состав комплекса включены датчики нижней полусферы, а именно, либо одна телевизионная камера, либо две разнесенные телевизионные камеры, либо четыре разнесенные телевизионные камеры, камера ближнего инфракрасного диапазона, георадар, соединенные по первой двунаправленной шине данных с вычислительным устройством, выход питания которого соединен с входами датчиков нижней полусферы.
Техническим результатом является повышение ситуационной осведомлённости пилота о закабинной обстановке в нижней полусфере летательного аппарата, при сохранении ситуационной осведомлённости пилота о закабинной обстановке передней полусферы.
На фиг.1 представлена схема заявляемого изобретения.
На фиг.2 представлен вид формируемой визуальной информации для режима “Полет”.
На фиг.З представлен вид формируемой визуальной информации для режима “Полет” при индикации опасных объектов.
На фиг.4 представлен вид формируемой визуальной информации для режима “Посадка” для случая использования одной ТВ-камеры и георадара.
На фиг.5 показана зависимость цветов маркировки препятствий от расстояния и угла между направлением на препятствие и вектором путевой скорости носителя.
Комплекс обеспечения безопасности полёта и посадки летательного аппарата содержит (см. Фиг.1): датчики переднего обзора - 1, датчики нижнего обзора - 2, вычислительное устройство - 3, электронный индикатор - 4. В состав датчиков переднего обзора 1 входят: лазерно-локационный модуль - 5 с рабочей длиной волны 1,55 мкм, телевизионная камера - 6 с разрешением получаемого изображения 1024x768 пикселей, ИК-камера (0,9- 1,7 мкм) - 7 с разрешение получаемого изображения 640x480 пикселей, ИК-камера (8-14 мкм) - 8 с разрешением получаемого изображения 640x480 пикселей, радиолокационная станция - 9 с рабочей длиной волны 3 мм.В состав датчиков нижнего обзора 2 входят: георадар- 10, телевизионные камеры (возможныекомплектацииюдна, две, 4 камер) - 11 с разрешени ем получаемого изображения 1024x768 пикселей, ИК-камера (0,9- 1,7 мкм) - 12 с разрешени ем получаемого изображения 640x480 пикселей. Информационная взаимосвязь составных частей изобретенияосуществляется по линиям информационного обмена - шины данных.
Выходы лазерно-локационного модуля 5, телевизионной камеры 6, ИК-камеры 7, ИК-камеры 8, телевизионные камеры 11, ИК-камеры 12 и вход вычислительного устройства 3 связаны друг с другом шинами данных , выполненных по технологии ARINC-818; радиолокационная станция 9, георадар 10 и вычислительное устройство 3 осуществляют двунаправленную передачу данных по шинам Ethernet. Вычислительное устройство 3 и электронный индикатор 4 информационно связаны посредством шины данных, выполненной по технологии EthemetjKpOMe того с выхода вычислительного устройства 3 на входы лазерно-локационного модуля 5, телевизионной камеры 6, ИК-камеры 7, ИК-камеры 8, радиолокационной станции 9, георадара 10, телевизионные камеры! 1, ИК-камеры 12 подаётся питание по энергетической линии , на вход вычислительного устройства 3 подаётся питание с борта летательного аппарата , с помощью шины данных, выполненной на базе технологии ARINC-429, осуществляется информационных обмен между бортом летательного аппарата и вычислительным устройством 3. На вход электронного индикатора4 подаётся питание с борта летательного аппарата.
Вычислительное устройство 3 предназначено для комплексной обработки информации с последующей выдачей на электронный индикатор 4, поступающей с лазерно-локационного модуля 5, телевизионной камеры 6, ИК-камеры 7, ИК-камеры 8, радиолокационной станции 9, георадара 10, телевизионные камеры! 1, ИК-камеры 12, а именно: совмещение в видеопоток с периодом обновления не более 100 мс изображений от телевизионной камеры 6, ИК-камеры 7, ИК-камеры 8 синтезирования изображений с данными , поступающими от лазерно-локационного модуля 5 и радиолокационной станци и 9; совмещение в видеопоток с периодом обновления не более 100 мс изображений от телевизионные камеры 11, ИК-камеры 12; формировании стереоизображений при зондировании подстилающей поверхности летательным аппаратом, синтезировании данных от телевизионные камеры 11, ИК-камеры 12 с результатами зондирования подстилающей поверхности от георадара 10.
Электронный индикатор 4 предназначен для визуализации информации , поступающей с вычислительного устройства 3, и управления составными частями изобретения по командам , задаваемыми пилотом или штурманом , а также световую индикацию технического состояния изображения
Лазерно-локационный модуль 5 представляет собой канал с импульсной лазерной подсветкой и пространственным выделением объектов и относится к активным системам видения , предназначенным для наблюдения объектов в ночных условиях, а также в условиях тумана , задымленности и сильной запыленности Лазерно-локационный модуль 5 обеспечивает обнаружение и визуализацию объектов , таких как провода и опоры линий электропередач , дымовые трубы , мачты и другие высокие объекты в условиях ограниченной видимости , т.е. когда невозможно получить удовлетворительное изображение объектов с помощью приборов ночного видения или низкоуровневой телевизионной камеры
Телевизионная камера 6, ИК-камера 7, ИК-камера 8 предназначены для формирования данных о закабинной обстановке передней полусферы летательного аппарата при различном уровне освещенности и при различных метеоусловиях , тем самым обеспечивая всепогодоность и всесезонность изобретения .
Радиолокационная станция 9 предназначена для обнаружения препятствий в заданном секторе передней полусферы летательного аппарата посредством формирования радиолокационной информации с первичной обработкой данных
Георадар 10 предназначен для дополнительного информационного обеспечения безопасной посадки летательного аппарата на необорудованные площадки , путем зондирования подстилающей поверхности в режиме висения летательного аппарата над землёй на высоте от 5 до 10 метров.
Телевизионная камера 11, ИК-камера 12 предназначены для дополнительного информационного обеспечения безопасной посадки летательного аппарата на необорудованные площадки , посредством формирования данных о закабинной обстановке в нижней полусфере летательного аппарата.
С целью информационной поддержки экипажа летательного аппарата для обеспечения безопасности полетов во время проведения поисково -спасательных операций в различных метеоусловиях и разных уровнях освещенности необходима визуализация комплексированных многоспектральных изображений окружающей обстановки, а также формирование сигналов об опасности . В изобретении предложены два различных режима и соответствующие им форматы представления информации экипажу летательного аппарата: - Полёт. В процессе полета передний обзор закабинного пространства осуществляется через формирования первичных данных от 1.
Посадка. В процессе посадки основную информацию о подстилающей поверхности, на которую производится посадка, предоставляет 2.
В обоих случаях электронный индикатор 4 делится на две составляющие , которые располагаются друг под другом . В верхней части индикатора выводится комплексированное изображение от камер различных спектральных диапазонов Нижняя часть экрана является контейнером для различных индикационных надписей , неречевых сообщений и сигналов.
В режиме “Полет” экипаж летательного аппарата с помощью управляющего устройства на электронном индикаторе 4 формирует команды для вычислительного устройства 3 с помощью которых будет визуализироваться закабинная обстановка посредством выдачи данных с датчиков переднего обзора 1. Список управляющих команд ам. Фиг.2 и Фиг.З):
«ПО» - активирует для экипажа режим “Полет”;
«АВТ/РУЧ» - выбор автоматического и ручного режима управления комплексированием разноспектральных изображений . Оценка качества визуальной информации от отдельных датчиков , а также комплексирование разноспектральных изображений по умолчанию осуществляется в автоматическом режиме;
«х1/х2/хЗ/х4» - степень увеличения наблюдаемой сцены, получаемых с 1;
«ТВ» - источник изображений с телевизионной камеры 6. При выборе в качестве единственного источника телевизионной камеры 6 на электронный индикатор 4 выводится изображение , формируемое камерой телевизионного диапазона . Наличие канала видимого участка спектра во многом определяется необходимостью предоставления оператору привычного визуального изображения закабинной обстановки в хороших погодных условиях в случае невозможности её обозрения через остекление кабины (например, в случае обледенения ). Команда «ТВ» рекомендуется к использованию в светлое время суток в условиях нормальной видимости;
«SWIR» - источник изображений с ИК-камеры7. При выборе в качестве единственного источника ИК-камеры7 на электронный индикатор 4 выводится изображение, формируемое инфракрасной камерой коротковолнового диапазона Команда «SWIR» рекомендуется к использованию в тёмное время суток , в условиях дождя/снегопада, либо при посадке на аэродромы с системами огней высокой интенсивности (сила света не менее 10000 кд). «LWIR» - источник изображения с ИК-камеры8. При выборе в качестве единственного источника ИК-камеры8 на электронный индикатор 4 выводится изображение, формируемое инфракрасной камерой длинноволнового диапазона Команда «LWIR» рекомендуется к использованию в темное время суток , без осадков либо в условиях дымки/тумана.
«ЛЛ» - источник данных с лазерно-локационного модуля 5. Единое синтезированное изображение переднего обзора формируется в два этапа . На первом осуществляется комплексирование изображений, получаемых от телевизионной камеры 6, ИК-камеры7 и ИК-камеры 8. На втором этапе исходя из навигационных параметров носителя (высота, скорость и направление полета ) производится анализ формируемого лазерно-локационным модулем 5 поля дальностей и выбор опасных препятствий . При этом изображение градуируется концентрическими кругами различного радиуса с шагом по углу 5 градусов. Каждый пиксел изображения , формируемого лазерно-локационным модулем 5, окрашивается в один из трех цветов в соответствии с принципом «светофора» (см. Фиг.З). Зависимость цветов маркировки от расстояния и угла между направлением на препятствие и вектором путевой скорости носителя представлена на фиг. 5. В случае наличия препятствия из красной или жёлтой зоны в нижней области электронного индикатора4 формируется мигающее сообщение о наиболее опасном пикселе в формате:
ОПАСНО. D OjangerM A Ajangerrp. где: Ddanger - дальность до ближайшего опасного пикселя , Adanger - угол места ближайшего опасного пикселя . Цвет текста соответствует зоне опасности пикселя , о котором формируется сообщение . Период мигания - 2 Гц. В случае если наиболее опасный пиксел относится к зелёной зоне, сообщение не выводится.
«РЛС» - источник данных с радиолокационной станции 9. Ввиду низкой разрешающей способности данные , формируемые радиолокационной станцией 9 не используются при формировании комплексированных изображений закабинного пространства: радиолокационная станция 9 является лишь обнаружителем опасных препятствий и измерителем их координат при режиме “Полёт”. В случае обнаружении радиолокационной станцией 9 препятствия из красной (0-200 м) или жёлтой зоны (200-600 м) в нижней области электронного индикатора 4 формируется мигающее сообщение о дальности и угле места . Также в случае , если сообщение о препятствии мигает красным цветом , производится дополнительное оповещение экипажа об опасности с помощью звукового сигнала. «КМП1», «КМП2» и «КМПЗ» - выбор алгоритма формирования комплексированных изображений (алгоритма с приоритетом данных с телевизионной камеры 6, алгоритма морфологического комплексирования или алгоритма на основе добавления отличий);
«ТКС: ***» и «ЗВ: ***» - Регулировка текстовых и звуковых сообщений . Включение и отключение текстовых сообщений об опасных препятствиях осуществляется кнопкой «ТКС: ***»; подпись «ТКС: ВКЛ» означает, что вывод текстовых сообщений включён, «ТКС: ВЫКЛ» - выключен.
Вследствие того , что при пилотировании в особо сложных условиях пилот не всегда успевает обращать внимание на изменяющуюся информацию на электронном индикаторе 4, в случае , если сообщение о препятствии мигает красным цветом , необходимо дополнительно оповестить экипаж об опасности с помощью речевого сообщения или звукового сигнала . Регулировка звуковых сообщений об опасных препятствиях осуществляется кнопкой «ЗВ: ***»: подпись «ЗВ: ПЕР» означает, что звуковое оповещение при обнаружении препятствия будет производиться периодически с интервалом 5 сек, «ЗВ: ОДН» - однократно, «ЗВ: ВЫКЛ» - звуковое оповещение отключено.
При использовании режима “Полёт” с помощью команд «ТВ», «SWIR» и «LWIR» можно осуществлять комплексирование изображений от телевизионной камеры 6, ИК-камеры 7, ИК-камеры 8 с различными вариациями формируемой информации о закабинной обстановке передней полусферы летательного аппарата («ТВ+SWIR», «SWIR+LWIR» и т.д.).
В режиме “Посадка” экипаж летательного аппарата с помощью управляющего устройства на электронном индикаторе 4 формирует команды для вычислительного устройства 3 с помощью которых будет визуализироваться закабинная обстановка посредством выдачи данных с датчиков нижнего обзора2 (см. Фиг.4).
Команды режима “Полёт” используется и при режиме “Посадка”, исключением являются те команды (не используются ), источники данных которых не заявлены в датчиках нижнего обзора 2.
Для режима “Посадка”: команда «ТВ» - источник данных от телевизионной камеры 11. При выборе в качестве единственного источника телевизионной камеры 11 наэлектронного индикатора 4 выводится изображение, формируемое камерой телевизионного диапазона. В случае ,если используется больше одного источника телевизионной камеры 11 (2 или 4 разнесенныекамеры), на электронном индикаторе4 формируется ЗО-карта местности при зондировании летательным аппаратом подстилающей поверхности с синтезированием данных о толщине подстилающей поверхности , получаемой от георадара 10, с возможностью автоматического определения пригодности посадки летательного аппарата на необорудованную площадку с последующимпринятием пилотом решения о посадке. команда «РЛС» - источник данных от георадара! 0. Георадар 10 является измерителем рельефа под носителем в части оценки толщины слоёв подстилающей поверхности, а также определения типа подстилающей поверхности. Данные о толщине слоев подстилающей поверхности , а также типе подстилающей поверхности под носителем при включённой команде «РЛС» выводятся в нижней части электронного индикатора 4. Формируемые сообщения имеют следующий формат:
ВИД_ПОВЕРХНОСТИ: Нвид поверхностям. где: ВИД_ПОВЕРХНОСТИ - воздух, снег, лёд и т .д.; Нвид-Поверхности- глубина поверхности данного вида в метрах . Кроме того, данные о поверхности под носителем выводятся в виде гистограммы . В случае если измеренные параметры подстилающей поверхности могут быть опасны для посадки , сообщение мигает красным цветом с частотой 2 Гц. При этом необходимо дополнительно оповестить экипаж об опасности с помощью речевого сообщения или сигнала.

Claims

Формула изобретения
1. Комплекс обеспечения безопасности полёта и посадки летательного аппарата, включающий в себя датчики передней полусферы летательного аппарата, а именно лазерно-локационный модуль, телевизионную камеру, камеры ближнего и дальнего инфракрасного диапазона, соединенные по первой двунаправленной шине данных с вычислительным устройством, которое посредством второй двунаправленной шины данных соединено с электронным индикатором, при этом выход бортовой системы электроснабжения летательного аппарата соединен с входом электронного индикатора, выход бортовой системы электроснабжения летательного аппарата соединен с входом вычислительного устройства, в свою очередь, выход питания вычислительного устройства соединён с входами датчиков передней полусферы, отличающийся тем, что в состав комплекса включены датчики нижней полусферы, а именно, по крайней мере одна телевизионная камера, камера ближнего инфракрасного диапазона, георадар, соединенные по первой двунаправленной шине данных с вычислительным устройством, выход питания которого соединен с входами датчиков нижней полусферы.
2. Комплекс обеспечения безопасности полёта и посадки летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что содержит в составе датчиков нижней полусферы две разнесенные телевизионные камеры.
3. Комплекс обеспечения безопасности полёта и посадки летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что содержит в составе датчиков нижней полусферы четыре разнесенные телевизионные камеры.
PCT/RU2020/000409 2020-08-03 2020-08-03 Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата WO2022031182A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2020/000409 WO2022031182A1 (ru) 2020-08-03 2020-08-03 Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2020/000409 WO2022031182A1 (ru) 2020-08-03 2020-08-03 Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2022031182A1 true WO2022031182A1 (ru) 2022-02-10

Family

ID=80117562

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2020/000409 WO2022031182A1 (ru) 2020-08-03 2020-08-03 Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2022031182A1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU166885U1 (ru) * 2015-11-06 2016-12-10 Общество с ограниченной ответственностью "Кластек" Радиолокатор для анализа места посадки вертолета
US10086954B2 (en) * 2014-10-27 2018-10-02 SZ DJI Technology Co., Ltd. UAV flight display
RU2694786C1 (ru) * 2018-11-12 2019-07-16 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" Навигационная комбинированная оптическая система
US20190243388A1 (en) * 2018-02-07 2019-08-08 Hangzhou Zero Zero Technology Co., Ltd. Unmanned aerial vehicle including an omnidirectional depth sensing and obstacle avoidance aerial system and method of operating same

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10086954B2 (en) * 2014-10-27 2018-10-02 SZ DJI Technology Co., Ltd. UAV flight display
RU166885U1 (ru) * 2015-11-06 2016-12-10 Общество с ограниченной ответственностью "Кластек" Радиолокатор для анализа места посадки вертолета
US20190243388A1 (en) * 2018-02-07 2019-08-08 Hangzhou Zero Zero Technology Co., Ltd. Unmanned aerial vehicle including an omnidirectional depth sensing and obstacle avoidance aerial system and method of operating same
RU2694786C1 (ru) * 2018-11-12 2019-07-16 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рязанский государственный радиотехнический университет" Навигационная комбинированная оптическая система

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10176723B2 (en) Obstacle avoidance system
US6163309A (en) Head up display and vision system
CA2691375C (en) Aircraft landing assistance
KR100434747B1 (ko) 저가시도상태에서운항기능및감시기능을향상시키기위한시스템
US9581692B2 (en) Collision-avoidance system for ground crew using sensors
US7675461B1 (en) System and method for displaying radar-estimated terrain
US6101431A (en) Flight system and system for forming virtual images for aircraft
US8487787B2 (en) Near-to-eye head tracking ground obstruction system and method
US9407826B1 (en) System for and method of adjusting a vision system
CN110176156A (zh) 一种机载地面预警系统
US20010048763A1 (en) Integrated vision system
US9165383B1 (en) Point cloud visualization using bi-modal color schemes based on 4D lidar datasets
US20110106447A1 (en) System for providing a pilot of an aircraft with a visual depiction of a terrain
EP3742118A1 (en) Systems and methods for managing a vision system display of an aircraft
EP4056950A1 (en) Thermal imaging for navigation systems and methods
RU2605222C1 (ru) Комплекс бортового оборудования вертолета на основе интегрированной модульной авионики
CN108974374B (zh) 全天候视景引导着陆系统
WO2022031182A1 (ru) Комплекс обеспечения безопасности полета и посадки летательного аппарата
US20210280075A1 (en) Aircraft display systems and methods for identifying target traffic
US20230222922A1 (en) Optimized weather and threat depiction based on aircraft flight plan
EP4067814A1 (en) Radiometric thermal imaging improvements for navigation systems and methods
US20220309786A1 (en) Method for training a supervised artificial intelligence intended to identify a predetermined object in the environment of an aircraft
Mizero Evaluation of existing technologies designed for helicopter against wire-strike
Ananenkov et al. Research of opportunities of short-range radar to prevent flight accidents
RU2019471C1 (ru) Телевизионная система для посадки вертолетов в сложных метеоусловиях

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: 20947954

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: 20947954

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20947954

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1