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 [R _ωpл +R _щlл + \ + λ ₂ ] , (1) где

L - ширина безопасного коридора;

R _{n п} - прогнозируемый минимально допустимый радиус правого разворота;

д. _pл . ~ ^п P ^0гH03и Pу ^eмыи 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 - W _n , вертикальной скорости - W _y , путевого угла -

пу, скорости разворота - ω _y , и др.), по которым производят экстраполяцию местоположения JIA на заданный временной интервал (T _n ) 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 (W _n , W _y , пу, ω _y ), минимально-допустимой высотой H _мд , дополнительным

20 запасом высоты δн, определяемым из условия минимизации вероятности псевдоложпых срабатываний уведомляющей сигнализации. величина H _мд , 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 (H _мд + 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 W _пп . расширеiше (сужение) бпк в направлении полета при отсутствии маневрирования JIA по курсу

производится симметрично в соответствии с прогнозируемым увеличением (уменьшением) текущей путевой скорости W _n . при наличии ненулевой скорости разворота m _y 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 H _мд на дополнительный запас высоты δн. эта часть граничной поверхности расположена ниже прогнозируемой траектории 2 на величину H _Mд +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 (2R _п p. _п .) и левого (2R _п p. _л .) разворота, а высота равна H _Mд +δH, т. е., являясь функцией H _мд , 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 W _ш . наклон второй грани 17 относительно горизонта равен траекторному углу θ 21, тангенс которого равен отношению текущих значений вертикальной (W _y ) и путевой (W _n ) 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 T _n со скоростью, изменяющейся от текущего значения W _n до прогнозируемого W _ш , 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:

= A _τ<r _ ₃ ^• ^з<-cв ^• \ ^p )cв + ^A Ύ+-з ' ^з<-cк ' \ ^R A)CK ⁺ + A ₁ ^ ₃ - (G) ₃ + A _τ ^ ₃ ^• ^ ₃ <-cв ^* \ ^F _ш )cв>

где

m - масса JIA;

VK - вектор скорости JIA в земной CK; t - время; V ₇₀ . - 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 [F _1n )) в i-ой системе координат (CK) (CB - связанная CK, T - траекторная CK, 3 - земная CK, CK - скоростная CK); символ A _3< _ _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:

— (l _A -ω) = (M _P ) _cв + л _cв ^ _cк -(м) _cк + A _cв ^ ₃ -(r _G x G) ₃ + (r _ш x F _ш ) _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 _у z = 0);

ft) = {ω _x ; со ' CO _x ) - вектор угловой скорости вращения самолета, а

матрица ^cв<-3 получается из -4з<-cв транспонированием; Mp - момент тяги JIA;

M - аэродинамический момент; r _ш - плечо результирующей силы реакции шасси;

F _Q - 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:

где

Cθ _χp CO _y1 , ш _гj - 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:

m _x $ + ml ^α δ _н + m _x ^э δ _э + m _x ^x ω _xl + m _x ^y ω _yι - о ; (6)

rø ^β β + m/ ^ъ δ _н + пξ* ω _xι + mfω _yι = о ; (7)

+ ω ) ;(8)

m*a + m^ ^в δ _в + т ^®z ω,, = 0 , (9)

где β - угол скольжения; δ _н - угол отклонения руля направления; δ _э - угол отклонения элеронов; ε _xι , ε _yl , ω _zl - безразмерные проекции угловой скорости JIA на оси связанной CK; jщ. - частная производная коэффициента аэродинамического момента крена, обусловленная аэродинамическим параметром (в данном случае скольжением); πi _у - 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);

C _y - 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 δ} н + ^ siпγсоsγ); 4т соs γ

^ω yi ⁼ -T-( ^c f ^нδ н + c _y siпγсоsγ); (11) ^yx Am ^y ω _zι = ^- H4 ^a K + ^c _v ^siп γcosγ)tgγ. Im где й _α - 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:

где g ускорение свободного падения.

полагая силы, действующие на JIA, не зависящими от положения рулей

( c _z ^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:

в общем случае радиусы кривизны траекторий правого и левого разворотов различаются. например, при учете несимметричности JIA имеющей место при отказе одного из двигателей. при выполнении разворота в условиях ветра с постоянным креном траектория правого разворота и левого разворота не являются окружностями, что еще более усложняет расчет границ бпк.

если в рассмотренном случае в выражении (14) использовать максимально допустимый (из соображений допустимой боковой перегрузки) креп γ _дoп ., 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-200 ₅ продемонстрировали высокую эффективность использования заявляемых способа и устройства.