Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку



Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку
Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку
Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку
Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку
Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку

 


Владельцы патента RU 2496131:

Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") (RU)
Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (ОАО "РСК "МиГ") (RU)

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки. Способ управления ЛА при заходе на посадку включает измерение параметров движения ЛА, коррекцию, с помощью любого из известных методов комплексной обработки информации, погрешностей параметров движения по данным от спутниковой навигационной системы, формирование, на основе откорректированных координат ЛА и координат торцов взлетно-посадочной полосы (ВПП), курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, автоматическое или ручное управление угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом сигналов углов отклонения по курсу и глиссаде, дополнен операциями, в соответствии с которыми для формирования заданной траектории посадки задают угол наклона траектории посадки, размещают под точкой стандартного размещения курсового радиомаяка на продолжении заданной траектории посадки виртуальный курсо-глиссадный радиомаяк (ВКГРМ) и формируют его пеленг и угол места, а углы отклонения по курсу и глиссаде от траектории посадки формируют соответственно как рассогласование пеленга ВКГРМ и курса ВПП и как рассогласование угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки. 5 ил.

 

Предлагаемый способ предназначен для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА).

В целом, полет любого ЛА можно разделить на такие этапы:

- взлет;

- полет по маршруту;

- посадка.

Управление полетом ЛА при выполнении любого из этих этапов - это сложный процесс, в ходе которого решается широкий круг задач, связанных с определением навигационных параметров полета, а также выдерживания необходимого пространственного положения. Эффективность действий при решении перечисленных задач определяется большим количеством условий, основными из которых есть своевременность, точность и связанные с ними вопросы построения траекторий движения, которые обеспечивают наиболее эффективное и безопасное достижение цели текущего этапа полета.

Этап посадки является наиболее ответственным и напряженным участком полета. Именно на этом этапе, в соответствии с мировой статистикой, происходит больше трети всех летных происшествий. Близость земли и контакт с поверхностью взлетно-посадочной полосы (ВПП) требует высокой точности управления угловыми, скоростными и траекторными параметрами полета.

Теоретические и практические аспекты функционирования бортового и наземного оборудования, обеспечивающего выполнение посадки ЛА, приведены в следующих работах:

1. Авиационная радионавигация. Справочник. Под редакцией Сосновского А.А., М.: Транспорт, 1990. 264.

2. Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета, М.: Транспорт, 1972. 352.

3. Воробьев Л.М. Воздушная навигация, М.: Машиностроение, 1984. 256.

4. Гуськов Ю.П. Дискретно-непрерывное управление программным выведением самолетов, М.: Машиностроение, 1987. 128.

5. И.И. Помыкаев, В.П. Селезнев, Л.А. Дмитроченко "Навигационные приборы и системы", М.: Машиностроение, 1983.

6. О.А. Бабич "Обработка информации в навигационных комплексах", М.: Машиностроение, 1991.

7. Рогожин В.О., Синеглазов В.М., Фiляшкiн М.К. Пiлотажно-навiгацiйни комплекси повiтряних суден, К.: Книжкове видавництво НАУ, 2005. 316 (на украинском языке).

8. С.С. Ривкин, Р.И. Ивановский, А.В. Костров "Статистическая оптимизация навигационных систем". Л.: Судостроение, 1976.

9. Справочник пилота и штурмана гражданской навигации. Под редакцией Васина И.О., М.: Транспорт, 1988. 320.

10. Ф.В. Репников, Г.П. Сачков, А.И. Черноморский "Гироскопические системы", М.: Машиностроение, 1983.

На большинстве современных аэродромов траектория захода на посадку формируется равносигнальными зонами электромагнитных излучений наземных курсового (КРМ) и глиссадного (ГРМ) радиомаяков, пересечение которых представляет заданную траекторию захода на посадку.

Подробное описание процессов и процедур формирования заданной траектории захода на посадку с помощью КРМ и ГРМ приведено в главах 7, 8 справочника [1], главе 2 книги [2], разделе 2.7 книги [7], разделе 7.1 справочника [9].

Описание особенностей функционирования бортового пилотажно-навигационного оборудования при заходе на посадку приведено в главе 3 книги [2], главах 2 и 8 книги [7], главе 4 книги [4].

Для автоматического и ручного управления ЛА на этапе посадки необходима разнообразная информация о параметрах его движения: курсе, крене, тангаже, скорости, координатах, высоте, угловых скоростях, ускорениях. Для измерения этих параметров на борту современных ЛА наибольшее применение нашли инерциальные навигационные системы (ИНС), системы воздушных сигналов (СВС) и спутниковые навигационные системы (СНС).

Теоретические и практические аспекты функционирования ИНС, СВС и СНС отражены в книгах [3, 5, 7, 10].

Для повышения точности и надежности определения навигационных данных, в том числе на этапе посадки, в настоящее время широко используются методы комплексной обработки данных от различных по физическому принципу действия систем, в частности: от ИНС, СВС и СНС.

Различные аспекты применения некоторых методов комплексной обработки навигационных данных отражены в книгах [5, 6, 7, 8].

Известны способы управления, реализующие полет ЛА по заданной траектории посадки. Эти способы обеспечивают выработку управляющих сигналов, подаваемых на органы управления угловым положением ЛА с целью вывода ЛА в заданную малую область воздушного пространства с заданными параметрами пространственного положения ЛА, где экипажем принимается решение о приземлении или о совершении повторного захода на посадку.

Из известных способов наиболее близким по технической сущности является способ, описанный в вышеупомянутой книге [7] "Пилотажно-навигационные комплексы воздушных судов" в параграфах 2.7 и 8.2. Данный способ выбирается в качестве прототипа.

В данном способе для захода на посадку используется траектория, формируемая равносигнальными зонами наземных КРМ и ГРМ, пересечение которых представляет заданную траекторию посадки. Рисунки, иллюстрирующие процесс формирования заданной траектории посадки излучением КРМ и ГРМ, изображены на стр.52 книги [7] (рис.2.6) и стр.152 справочника [1] (рис.7.2), копии которых представлены на фиг.1 и фиг.2 материалов заявки.

Особенностью прототипа является использование для управления не линейных, а угловых отклонений от траектории: εг - угловое отклонение ЛА от плоскости глиссады, εк - угловое отклонение ЛА от плоскости посадочного курса. Рисунок, иллюстрирующий процесс следования ЛА по заданной траектории посадки в вертикальной плоскости, изображен на стр.254 книги [7] (рис.8.7), а его копия представлена на фиг.3 материалов заявки.

Как следует из содержания книги [7], в целом, способ-прототип, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, включает измерение курса, крена, тангажа, угловой скорости, горизонтальной и вертикальной скорости, координат и высоты ЛА, формирование курса взлетно-посадочной полосы (ВПП), измерение дальности до ближнего торца ВПП, измерение углов отклонения по курсу и глиссаде от сформированной, с помощью электромагнитного излучения наземных курсового и глиссадного радиомаяков, траектории посадки, формирование сигнала управления угловым положением ЛА по крену с учетом угла отклонения по курсу, формирование сигнала управления угловым положением ЛА по тангажу с учетом угла отклонения по глиссаде и изменение, в автоматическом или ручном режиме, углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления.

В целях выполнения посадки с помощью ИНС измеряют угловые скорости, курс, крен, тангаж, горизонтальную и вертикальную скорость относительно поверхности земли, координаты местоположения ЛА.

В целях выполнения посадки помощью СВС измеряют высоту ЛА относительно уровня моря и высоту ЛА относительно уровня аэродрома.

ИНС и СВС являются автономными системами и обеспечивают непрерывное измерение указанных параметров. Однако в их сигналах могут присутствовать достаточно существенные погрешности. Для повышения точности, данные от ИНС и СВС корректируют по данным от СНС.

СНС являются неавтономными радиотехническими системами. С их помощью можно измерить скорость относительно поверхности земли и координаты местоположения ЛА с высокой точностью. Однако СНС не могут обеспечить непрерывность указанных измерений, и их сигналы подвержены помехам естественного и искусственного характера.

Поэтому, как правило, на борту современных ЛА сигналы ИНС и СВС в целях решения задач навигации корректируют по данным от СНС с использованием одного из современных методов комплексной обработки информации, например метода оптимальной фильтрации случайных сигналов Калмана (ОФК). Данный метод позволяет при наличии достоверных сигналов от СНС осуществлять оценивание погрешностей корректируемых систем, а при пропадании сигналов от СНС осуществлять прогноз изменения погрешностей корректируемых систем. Метод ОФК подробно описан в книгах [6, 7, 8].

Для измерения отклонения ЛА от заданной излучением КРМ и ГРМ траектории посадки на борту ЛА используется специальная радиотехническая аппаратура [1, 2].

В процессе реализации автоматического режима захода на посадку используют известные законы управления движением центра масс через контуры управления креном и тангажом ЛА. В книге [7] на стр.255-256 приведены примеры законов автоматического управления ЛА по крену и тангажу, в которых, наряду с другими сигналами, используются сигналы отклонения ЛА от заданной траектории по курсу εк и глиссаде εг.

Для реализации ручного режима захода на посадку на соответствующих индикационных приборах одновременно индицируют в виде вертикально и горизонтально ориентированных планок сигналы отклонения от заданной траектории по курсу εк и по глиссаде εг.

Наземное радиомаячного оборудование для формирования посадочной траектории достаточно дорого стоит. Для его поддержания в работоспособном состоянии требуется регулярно проводить дорогостоящие работы по проверке, калибровке и регулировке. Поэтому, как показывает практика, например, катастрофа самолета Ту-154 польского президента, далеко не все аэродромы оснащаются наземным радиотехническим посадочным оборудованием, а уже установленное оборудование временно может быть в неработоспособном или неисправном состоянии.

Сигналы, излучаемые наземными КРМ и ГРМ, в силу своей радиотехнической природы подвержены искажениям и помехам, связанными с характером подстилающей поверхности, состоянием атмосферы, работой внешних электрических и радиотехнических устройств и т.п. Для парирования влияния таких помех на процесс захода на посадку в системах управления ЛА применяют соответствующие меры, как правило осуществляют их фильтрацию. Однако наличие, в конкретный момент времени, значительных, нерасчетных помех в сигналах КРМ и ГРМ может привести к ухудшению характеристик всего контура управления ЛА и даже к аварийной ситуации.

Известным недостатком этого способа (стр.254 [7]) также является нестационарность динамических характеристик режима посадки при использовании угловых параметров отклонения центра масс ЛА от заданной траектории (εг εк). На разных расстояниях до радиомаяка, при одинаковых линейных отклонениях от заданной траектории посадки, угловые отклонения имеют разные значения и соответственно, при стационарных коэффициентах усиления, вносят различный вклад в результирующий управляющий сигнал. Это, в свою очередь, может привести к ухудшению характеристик всего контура управления, и в контуре могут появиться колебания, которые будут увеличиваться по мере приближения к радиомаяку. Особенно это актуально для контура управления по глиссаде, т.к. ГРМ размещается у ближнего к ЛА торца ВПП (см. фиг.3).

К недостаткам прототипа также может быть отнесена невозможность оперативного управления экипажем наклоном траектории посадки, т.к. ее наклон задается настройками наземных радиомаяков. В некоторых ситуациях возникает необходимость совершить посадку с более крутым наклоном траектории по сравнению с задаваемой наземными радиомаяками.

Целью предлагаемого изобретения является, прежде всего, повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, расширение функциональных возможностей по управлению наклоном траектории посадки, а также увеличение точности формирования заданной траектории посадки.

Данные цели достигаются тем, что построение траектории посадки осуществляется не с помощью наземных радиотехнических устройств (КРМ и ГРМ), а полностью на борту ЛА с использованием задаваемого экипажем угла наклона траектории посадки, точных данных о координатах и высоте ЛА, полученных путем комплексной обработки информации от ИНС, СВС и СНС, а также параметров так называемого "виртуального курсо-глиссадного радиомаяка" (ВКГРМ).

Необходимость ввода в процедуру формирования заданной траектории посадки ВКГРМ объясняется, прежде всего, необходимостью обеспечения взаимодополняемости и взаимозаменяемости на борту ЛА используемого в настоящее время и предлагаемого способов. С этой точки зрения в предлагаемом способе, по отношению к прототипу, обеспечивается идентичность интерфейса для систем автоматического управления и систем индикации на множестве уже разработанных и эксплуатируемых ЛА, а также учитываются теоретические и практические навыки работающего в настоящее время летного состава.

Схема размещения ВКГРМ относительно ВПП в горизонтальной плоскости полностью соответствуют стандартной схеме размещения реальных КРМ на аэродроме, а в вертикальной плоскости ВКГРМ размещается под реальным КРМ на продолжении траектории посадки.

В соответствии со стандартной схемой оснащения аэродромов радиотехническим оборудованием, КРМ размещается на продолжении оси ВПП на некотором удалении от дальнего торца ВПП. Для разных аэродромов величина удаления ΔDКРМ варьируется, но как правило она равна 1000 м (см. фиг.1).

Как показывает практика, в бортовых устройствах памяти современных ЛА могут храниться следующие наборы данных, характеризующие конкретную ВПП на конкретном аэродроме:

- координаты центра ВПП φЦ, λЦ, длина ВПП ΔD и курс ВПП ψВПП;

- координаты двух торцов ВПП φТ1, λТ1 и φТ2, λТ2.

С информационной точки зрения оба набора идентичны и в полной мере характеризуют геометрическую схему конкретной ВПП, например для первого набора данных координаты торцов ВПП являются производными параметрами от φЦ, λЦ, ΔD и ψВПП и, наоборот, для второго набора данных координаты центра ВПП, длина ВПП и курс ВПП являются производными параметрами от φТ1, λТ1 и φT2, λТ2. С учетом этого факта, в предлагаемом изобретении осуществляется привязка схемы размещения ВКГРМ к дальнему торцу ВПП.

В результате процедура построения и управления траекторией захода ЛА на посадку не будет зависеть от наличия/исправности на конкретном аэродроме КРМ и ГРМ, наличия в сигналах КРМ и ГРМ случайных помех, будет повышена устойчивость процесса управления ЛА в вертикальной плоскости на малых расстояниях до точки посадки, а экипажу будет обеспечена возможность по управлению наклоном траектории посадки.

Таким образом, с учетом только существенных для предлагаемого изобретения признаков, в способе управления ЛА при заходе на посадку, включающем измерение с помощью ИНС, СВС, СНС курса, крена и тангажа ЛА, угловой скорости ЛА, горизонтальной и вертикальной скорости ЛА, координат и высоты ЛА, формирование, с помощью методов комплексной обработки информации от ИНС, СВС, СНС, уточненных сигналов координат и высоты ЛА, формирование, на основе уточненных координат, высоты ЛА и координат, высоты взлетно-посадочной полосы (ВПП) курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, формирование сигналов управления угловым положения ЛА по крену и тангажу и изменение, в автоматическом или ручном режиме, углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, траекторию посадки, с заданным экипажем углом наклона и совпадающую по направлению с курсом ВПП, формируют виртуальным образом непосредственно на борту ЛА относительно ВКГРМ, который, в соответствии со стандартной схемой расположения на аэродроме посадочного радиотехнического оборудования, размещают под точкой стандартного размещения КРМ на продолжении траектории посадки, определяют координаты и высоту ВКГРМ, формируют пеленг и угол места ВКГРМ относительно ЛА, причем сигнал управления угловым положением ЛА по крену формируют с учетом рассогласования пеленга ВКГРМ относительно ЛА и курса ВПП, а сигнал управления угловым положением ЛА по тангажу формируют с учетом рассогласования угла места ВКГРМ относительно ЛА и заданного экипажем угла наклона траектории посадки.

Рисунки, иллюстрирующие работу способа представлены на фиг.4 и 5.

В процессе подготовки ЛА к полету или непосредственно в полете экипаж, с помощью имеющегося на бору ЛА задатчика, формирует угол наклона заданной траектории посадки α0. По умолчанию, на выходе задатчика формируется стандартное значение угла, например α0=3°.

С помощью имеющейся на бору ЛА ИНС измеряют сигналы ускорения, угловые скорости, курс, крен, тангаж, скорость, координаты местоположения. С помощью СВС измеряют сигнал высоты ЛА относительно уровня моря и, после компенсации в нем высоты аэродрома относительно уровня моря, формируют сигнал высоты ЛА относительно аэродрома. С помощью СНС измеряют с высокой точностью сигналы скорости, координат местоположения, высоты ЛА и используют их для оценки погрешностей ИНС и СВС.

Оценку погрешностей ИНС и СВС по данным от СНС осуществляют с использованием одного из современных методов комплексной обработки информации, например оптимального фильтра Калмана (ОФК). Метод ОФК, при наличии достоверных сигналов от СНС, позволяет производить оценивание погрешностей ИНС и СВС, а при пропадании сигналов от СНС осуществлять прогноз изменения погрешностей ИНС и СВС.

При переходе в режим посадки на борту ЛА, с использованием точных значений координат и высоты ЛА φЛА, λЛА, НЛА, полученных комплексированием данных ИНС, СВС и СНС, хранящихся в бортовых устройствах памяти, координат и высот торцов ВПП φТ1, λТ1, НТ1, φТ2, λТ2, НТ2, параметров схемы размещения посадочного радиотехнического оборудования на конкретном аэродроме, в частности удаления КРМ от торца ВПП ΔDКРМ, и заданного экипажем угла наклона траектории посадки α0, формируют все параметры, характеризующие положение ВКГРМ, заданную экипажем траекторию посадки и положение ЛА относительно этой траектории.

Курс и длина ВПП:

,

,

где ΔφА=(φТ2T1)·R, ΔλA=(λT2T1)·R·cosφT1, R - радиус Земли, который для данной задачи, с достаточным уровнем точности, может быть принят равным 6371 км.

Горизонтальная дальность до ближнего торца ВПП:

,

где Δφ1=(φT1ЛА)·R, Δλ1=(λT1ЛА)·R·cosφT1.

Пеленг и горизонтальная дальность до ВКГРМ:

,

,

где Δφ2=(φТ2ЛА)·R+ΔDКРМ·cosψВПП, Δλ2=(λТ2ЛА)·R·cosφT2+ΔDКРМ·cosψВПП.

Угол места ВКГРМ:

,

где НВКГРМТ2-(ΔDВПП-δDТП)·tgα0 - высота ВКГРМ относительно уровня моря, δDТП - удаление расчетной точки посадки от ближнего торца ВПП, равное, например, 100 м.

Угловые отклонения ЛА аппарата от заданной траектории посадки:

εКВВКГРМВПП,

εГВВКГРМ - α0.

Сигналы отклонений от заданной траектории посадки по курсу εКВ и глиссаде εГВ подаются на соответствующие индикационные приборы для обеспечения посадки в ручном режиме и в систему автоматического управления ЛА для обеспечения посадки в автоматическом режиме.

Для обеспечения идентичности интерфейса для систем автоматического управления и систем индикации на уже разработанных и эксплуатируемых ЛА сигналы угловых отклонений от заданной траектории посадки по курсу εКВ и глиссаде εГВ, при необходимости, преобразуют к формату сигналов εК и εГ, поступающих от бортовой аппаратуры ЛА, взаимодействующей с реальными КРМ и ГРМ (см. рис.7.8б и 7.9а на стр.159, 160 справочника [1]).

Таким образом, на примерах реализации показано достижение технических результатов.

Способ управления летательным аппаратом (ЛА) при заходе на посадку, включающий измерение с помощью инерциальной навигационной системы (ИНС), системы воздушных сигналов (СВС), спутниковой навигационной системы (СНС) курса, крена и тангажа ЛА, угловой скорости ЛА, горизонтальной и вертикальной скорости ЛА, координат и высоты ЛА, формирование с помощью методов комплексной обработки информации от ИНС, СВС и СНС уточненных сигналов координат и высоты ЛА, формирование на основе уточненных координат высоты ЛА и координат, высоты взлетно-посадочной полосы (ВПП) курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, формирование сигналов управления угловым положением ЛА по крену и тангажу и изменение в автоматическом или ручном режиме углового положения ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, отличающийся тем, что траекторию посадки с заданным экипажем углом наклона и совпадающую по направлению с курсом ВПП формируют виртуальным образом непосредственно на борту ЛА относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), который в соответствии со стандартной схемой расположения на аэродроме посадочного радиотехнического оборудования размещают под точкой стандартного положения курсового радиомаяка на продолжении траектории посадки, определяют координаты и высоту ВКГРМ, формируют пеленг и угол места ВКГРМ относительно ЛА, причем сигнал управления угловым положением ЛА по крену формируют с учетом рассогласования пеленга ВКГРМ и курса ВПП, а сигнал управления угловым положением ЛА по тангажу формируют с учетом рассогласования угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к инструментальным системам захода самолетов на посадку. .

Изобретение относится к гидроавиации, в частности к самолетам-амфибиям, и предназначено для использования в автоматических системах управления посадкой и взлетом с водной поверхности самолетов-амфибий.

Изобретение относится к способам обеспечения безопасности эксплуатации летательных аппаратов. .

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в пилотажно-навигационных системах ориентации летательного аппарата (ЛА), например, при заходе на посадку по приборам.

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в системах посадки летательных аппаратов по приборам. .

Изобретение относится к светотехнике, в частности к светосигнальным системам, предназначенным для ориентации в ночное время, в сумерках и сложных метеоусловиях пилотов летательных аппаратов (ЛА) при взлете, посадке и пробеге относительно оси взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Изобретение относится к системам и средствам обеспечения посадки летательных аппаратов. .

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом.

Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата. .

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА).

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем стабилизации углового движения летательного аппарата. .

Изобретение относится к способу и системе контроля автоматической посадки/взлета беспилотного летательного аппарата на круглую посадочную сетку платформы, в частности морской платформы.

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в широком диапазоне высот и скоростей полета при действии интенсивных внешних возмущений.

Изобретение относится к технике управления полетом беспилотного летательного аппарата в условиях появления не предсказуемых факторов возмущения полетом, способных привести к изменению траектории и, как следствие, к промахам в поражении цели.

Изобретение относится к устройству, защищающему тело от удара, вызванного столкновением с препятствием во время перемещения устройства по поверхности. .

Изобретение относится к модульной электронной системе управления полетом. .

Изобретение относится к области автоматического регулирования величин, определяющих местоположение движущегося объекта, и может быть использовано в радиолокационных системах управления.

Изобретение относится к устройству (10) для обнаружения транспортного средства, в частности воздушного судна (А), на полосе (R) аэропорта, в особенности на взлетно-посадочной полосе, рулежной дорожке или месте стоянки воздушных судов, причем данное устройство (10) содержит, по меньшей мере, один радиолокационный датчик (11), установленный в районе полосы (R) и выполненный с возможностью испускать радиолокационный луч для сканирования пространственной зоны (Е) обнаружения.
Наверх