Способ предотвращения несанкционированного использования летательного аппарата



Способ предотвращения несанкционированного использования летательного аппарата
Способ предотвращения несанкционированного использования летательного аппарата
Способ предотвращения несанкционированного использования летательного аппарата
Способ предотвращения несанкционированного использования летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2509373:

Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт прикладной астрономии Российской академии наук (RU)

Изобретение относится к области техники, занимающейся разработкой бортовой аппаратуры и бортовых систем летательных аппаратов (ЛА), обеспечивающих как безопасность полетов, так и безопасность наземных объектов. Для предотвращения несанкционированного использования летательных аппаратов используют бортовую аппаратуру и аппаратуру, размещаемую на пункте управления воздушным движением для определения координат и параметров движения (ЛА), прогнозирования возможности нештатного изменения траектории полета. По полученным данным определяют и обрабатывают сложные сигналы, обладающие высокой энергетической и структурной скрытностью. Достигается повышение помехоустойчивости и надежности дуплексной радиосвязи между пунктом управления воздушным движением и летательным аппаратом путем подавления ложных сигналов (помех), принимаемых по зеркальным и комбинационным каналам. 4 ил.

 

Предлагаемый способ относится к области техники, занимающейся разработкой бортовой аппаратуры и бортовых систем летательных аппаратов (ЛА), обеспечивающих как безопасность полетов, так и безопасность наземных объектов особой важности (атомные электростанции, арсеналы, пункты управления, учреждения государственной власти, склады и предприятия, места проведения массовых мероприятий и др.) при несанкционированном использовании ЛА недоброжелателями.

Известны способы обеспечения безопасности полетов (патенты РФ № №2.015.940, 2.089.449, 2.114.374, 2.115.163, 2.137.303, 2.137.678, 2.148.781, 2.151.714, 2.192.116, 2.228.543, 2.243.912, 2.343.530, 2.349.511, 2.446.481; патенты США №№4.706.198, 4.775.116, 4.821.982, 5.071.087; патент Франции №2.322.350, Доброленский Ю.П. и др. Методы инженерно-психологических исследований в авиации. - М., 1975, с.34 и др.).

Из известных способов наиболее близким к предлагаемому является «Способ предотвращения несанкционированного использования летательных аппаратов» (патент РФ №2.446.481, G08G 5/00, 2010), который и выбран в качестве прототипа.

В известном способе на борту летательного аппарата при его несанкционированном использовании формируют гармоническое колебание несущей частоты ωс, манипулируют его по фазе псевдослучайной последовательностью, которая является идентифицированным номером летательного аппарата. Сформулированный сложный сигнал с фазовой манипуляцией преобразуют по частоте с использованием частоты ωГ1 первого гетеродина, выделяют напряжение первой промежуточной частоты, равной сумме частот ωпр1сГ1, усиливают его по мощности и излучают в эфир на частоте ω1прГ2.

Принимаемый сложный сигнал с фазовой манипуляцией на частоте ω1 на пункте управления воздушным движением. На последнем формируют гармоническое колебание несущей частоты ωс, манипулируют его по фазе модулирующим кодом, отображающим команды на реконфигурацию бортовой аппаратуры летательного аппарата. Принимают сложный сигнал с фазовой манипуляцией на частоте ω2 на борту летательного аппарата. Выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное модулирующему коду, и используют его для реконфигурации бортовой аппаратуры летательного аппарата. Частоты ωГ1 и ωГ2 гетеродинов разнесены на величину второй промежуточной частоты ωГ2Г1пр2.

В приемниках, входящих в состав бортовой аппаратуры ЛА и аппаратуры, размещаемой на пунктах управления воздушным движением, одно и то же значение второй промежуточной частоты ωпр2 может быть получено в результате приема сигналов на следующих частотах ωс, ω2, ωз1 и ωз2, т.е.

ω п р 2 = ω 1 ω Г 1 ; ω п р 2 = ω Г 2 ω 2 ; ω п р 2 = ω Г 1 ω з 1 ; ω п р 2 = ω з 2 ω Г 2 .

Следовательно, если частоты настройки ω1 и ω2 принять за основные каналы приема, то наряду с ними будут иметь место зеркальные каналы приема, частоты ω1 и ω2 которых отличаются от частот ω1 и ω2 на 2ωпр2 и расположены симметрично (зеркально) относительно частот гетеродинов ωГ1 и ωГ2 (фиг.4). Преобразование по зеркальным каналам приема происходит с тем же коэффициентом преобразования Кпр, что и по основным каналам приема. Поэтому они наиболее существенно влияют на избирательность и помехоустойчивость приемников.

Кроме зеркальных существуют и другие дополнительные (комбинационные) каналы приема. В общем виде любой комбинационный канал приема имеет место при выполнении условий:

ω п р 2 = | ± m ω k i ± n ω U 1 | , ω п р 2 = | ± m ω k i ± n ω Г 2 | ,

где ωki - частота i-го комбинированного канала приема, m, n , i - целые положительные числа.

Наиболее вредные комбинационными каналами приема являются каналы, образующиеся при взаимодействии первой гармоники частоты сигнала с гармониками частот гетеродинов малого порядка (второй, третьей и т.д.), так как чувствительность приемников по этим каналам близка к чувствительности основных каналов. Так, четырем комбинационным каналам при m=1 и n=2 соответствуют частоты:

ω k 1 = 2 ω Г 1 ω п р 2 ,    ω k 2 = 2 ω Г 1 + ω п р 2 , ω k 3 = 2 ω Г 2 ω п р 2 ,    ω k 4 = 2 ω Г 2 + ω п р 2

Наличие ложных сигналов (помех), принимаемых по зеркальным и комбинационным каналам, приводят к снижению помехоустойчивости и надежности дуплексной радиосвязи между пунктом управления воздушным движением и летательным аппаратом.

Технической задачей изобретения является повышение помехоустойчивости и надежности дуплексной радиосвязи между пунктом управления воздушным движением и летательным аппаратом путем подавления ложных сигналов (помех), принимаемых по зеркальным и комбинационным каналам.

Поставленная задача решается тем, что способ предотвращения несанкционированного использования летательных аппаратов, заключающийся, в соответствии с ближайшим аналогом, в том, что средствами пунктов управления воздушным движением определяют текущие координаты и параметры движения летательного аппарата, прогнозируют возможность нештатного изменения траектории его полета, формируют и передают на борт летательного аппарата команды на изменение параметров полета, при этом в процессе предполетной подготовки в бортовую навигационную систему летательного аппарата вводят детерминированные программные траекторные параметры с заложенной невозможностью из изменения, в процессе полета определение текущих координат и параметров движения летательного аппарата дополнительно производят собственными средствами летательного аппарата и средствами космического и воздушного наблюдения, информационно сопряженными с пунктами управления воздушным движением с постоянным определением указанными средствами рассогласования параметров текущей траектории летательного аппарата от детерминированной программной, по информации, размещенной в системе серверов баз обновляемых данных, информационно сопряженных с пунктами управления воздушным движением, об энергетическом потенциале летательного аппарата, о степени важности объектов, расположенных по траектории полета летательного аппарата и их взаимном положении в процессе полета, выявляют конфликтно-опасные летательные аппараты и отслеживают попытки несанкционированного использования выявленных конфликтно-опасных летательных аппаратов по информации об их недопустимом отклонении от детерминированной программной траектории или по тревожному сообщению с борта летательного аппарата, а при наступлении этого сообщения производят реконфигурацию бортовых систем или бортовой аппаратуры летательного аппарата по командам, сформированным бортовым корректирующим устройством, или по командам, сформированным и переданным на борт летательного аппарата указанными средствами наблюдения и пункты управления и снятие этой реконфигурации после уменьшения рассогласования до допустимой величины, при этом на борту летательного аппарата при его несанкционированном использовании формируют гармоническое колебание несущей частоты ωc, манипулируют его по фазе псевдослучайной последовательностью, которая является идентификационным номером летательного аппарата, сформированный сложный сигнал с фазовой манипуляцией преобразуют по частоте с использованием частоты ωГ1, первого гетеродина, выделяют напряжение первой промежуточной частоты, равной сумме частот ωпр1сГ1, усиливают его по мощности и излучают в эфир на частоте ω1пр1Г1, принимают сложный сигнал с фазовой манипуляцией на частоте ω1 на пункте управления воздушным движением, усиливают его по мощности, преобразуют по частоте с использованием частоты ωГ1 второго гетеродина, выделяют напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпp21Г1, выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное идентифицированному номеру летательного аппарата, регистрируют и анализируют его, на пункте управления воздушным движением формируют гармоническое колебание несущей частоты ωс, манипулируют его по фазе модулирующим кодом, отображающим команды на реконфигурацию бортовой аппаратуры летательного аппарата, преобразуют его по частоте с использованием частоты ωг2, первого гетеродина, выделяют напряжение третьей промежуточной частоты, равной разности частот ωпр3г2с, усиливают его по мощности и излучают в эфир на частоте ω2пр3г1, принимают сложный сигнал с фазовой манипуляцией на частоте ω2 на борту летательного аппарата, усиливают его по мощности, преобразуют по частоте с использованием частоты ωг2 второго гетеродина, выделяют первое напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпр2г22, выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное модулирующему коду, и используют его для реконфигурации бортовой аппаратуры летательного аппарата, причем частоты ωг1 и ωг2 гетеродинов разносят на величину второй промежуточной частоты ωг2г1пр2, на борту летательного аппарата сложные сигналы с фазовой манипуляцией излучают на частоте ω1 а принимают - на частоте ω2, а на пункте управления воздушным движением, наоборот, сложные сигналы с фазовой манипуляцией излучают на частоте ω2, а принимают - на частоте ω1, отличается от ближайшего аналога тем, что на борту летательного аппарата напряжение второго гетеродина сдвигают по фазе на -90°, используют его для повторного преобразования по частоте принимаемого сложного сигнала с фазовой манипуляцией на частоте ω2, выделяют второе напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпр2Г22, сдвигают его по фазе на +90°, суммируют с первым напряжением второй промежуточной частоты, перемножают первое суммарное напряжение с принимаемым сложным сигналом, выделяют гармоническое напряжение с частотой ωГ2, детектируют его, используют продетектированное напряжение для разрешения синхронного детектирования первого суммарного напряжения с использованием гармонического колебания несущей частоты ωс в качестве опорного напряжения, на пункте управления воздушным движением напряжение второго гетеродина сдвигают по фазе на +90°, используют его для повторного преобразования по частоте принимаемого сигнала с фазовой манипуляцией на частоте ω2, выделяют четвертое напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпp21Г1, сдвигают его по фазе на +90°, суммируют с третьим напряжением второй промежуточной частоты, перемножают второе суммарное напряжение с принимаемым сложным сигналом, выделяют гармоническое напряжение с частотой ωГ1, детектируют его, используют продетектированное напряжение для разрешения синхронного детектирования второго суммарного напряжения с использованием гармонического колебания несущей частоты ωс в качестве опорного напряжения.

Техническая сущность способа поясняется фиг.1 на примере перелета пилотируемого ЛА (например, пассажирский дальнемагистральный самолет) из одного пункта в другой. Структурная схема бортовой аппаратуры ЛА представлена на фиг.2. Структурная схема аппаратуры, размещаемой на пункте управления воздушным движением, представлена на фиг.3. Частотная диаграмма, поясняющая преобразование сигналов по частоте, представлена на фиг.4.

Бортовая аппаратура ЛА и аппаратура, размещаемая на пункте управления воздушным движением, содержит последовательно включенные задающий генератор 11.1 (11.2), фазовый манипулятор 13.1 (13.2), второй вход которого соединен с выходом генератора 12.1 псевдослучайной последовательности (ПСП) (генератора 12.2 модулирующего кода), первый смеситель 15.1 (15.2), второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 14.1 (14.2), усилитель 16.1 первой промежуточной (16.2 третьей промежуточной) частоты, первый усилитель 17.1 (17.2) мощности, дуплексер 18.1 (18.2), вход-выход которого связан с приемопередающей антенной 19.1 (19.2), второй усилитель 20.1 (20.2) мощности, второй смеситель 22.1 (22.2), второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 21. (21.2), первый усилитель 23.1 (третий усилитель 23.2) второй промежуточной частоты, сумматор 30.1 (30.2), перемножитель 31.1 (31.2), второй вход которого соединен с выходом второго усилителя 20.1 (20.2) мощности, узкополосный фильтр 32.1 (32.2), амплитудный детектор 33.1 (33.2), ключ 34.1 (34.2), второй вход которого соединен с выходом сумматора 30.1 (30.2), фазовый детектор 24.1 (24.2), второй вход которого соединен с выходом задающего генератора 11.1 (11.2), и блок 25.1 реконфигурации бортовой аппаратуры (блок 25.2 регистрации).

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.

Экипаж самолета 1, находящегося в аэропорту 2 (показана только взлетная полоса) с разрешения пункта 3 управления воздушным движением, обслуживающим данный аэропорт, готовится к перелету в аэропорт 4, который обслуживается пунктом 5 управления воздушным движением. Вдоль трассы полета могут находиться несколько таких пунктов, информационно взаимоувязанных друг с другом и с бортом сопровождаемого ими самолета в процессе его полета.

В процессе предполетной подготовки в вычислители бортовых навигационных систем вводят блоки памяти с размещенными в них детерминированными программными траекторными параметрами с заложенной невозможностью их изменения.

Следовательно, экипаж в процессе полета не имеет возможности каким-либо образом изменить заложенные траекторные параметры. Их изменение возможно только по инициативе пункта управления воздушным движением, в зоне управления которого в данный момент находится самолет (например, по радиоканалу), в случае обхода грозы, невозможности посадки в аэропорту пребывания по метеоусловиям, появления технических неисправностей. Такие же детерминированные траекторные параметры размещены в памяти вычислительных систем всех пунктов управления воздушным движением, размещенных в радиусе досягаемости ЛА данного типа. В общем случае в них же размещены детерминированные траекторные параметры всех ЛА, пребывающих в зоне видимости устойчивого информационного обмена в соответствии с расписанием и маршрутизацией полетов. Траекторные параметры, включая участки послевзлетных разворотов и маневрирования перед посадкой, могут задаваться в различной форме, например, совокупностью пар H(L), ψ(L) (текущая высота и ортодромный курс по дальности L), текущими координатами текущими X, Y, Z по дальности L или времени t в связанной с землей системой координат или в другой форме.

После взлета самолета и начала его полета по детерминированной программной траектории средствами пунктов управления воздушным движением определяют текущие координаты и параметры движения ЛА и прогнозируют возможность нештатного изменения траектории полета по рассогласованию параметров текущей траектории ЛА от детерминированной программной на величину, более чем заранее заданная. При этом допускаемая величина рассогласования может быть переменной на различных участках траектории: на участке захода на посадку она должна быть меньше. В процессе полета определение текущих координат и параметров движения ЛА, а также выявление рассогласования между текущими и детерминированными программными траекторными параметрами дополнительно производятся его собственными бортовыми средствами и средствами космического (например, спутник разведки) и воздушного наблюдения (например, самолет типа «Авакс»).

К собственным средствам определения текущих координат относится инерциальная навигационная система (ИНС) или аппаратура спутниковой навигационной системы. Предполагается также, что вычислительные системы средств воздушного и космического наблюдения тоже содержат детерминированные программные траекторные параметры ЛА, находящихся в зонах их видимости и устойчивого информационного обмена.

Как в зоне полета, так и в зоне досягаемой дальности ЛА, обладающего значительным энергетическим потенциалом (сотни тонн общей массы, десятки тонн топлива, большая скорость полета), расположено большое количество объектов различной степени важности, включая и объекты особой важности (объекты атомной и гидроэнергетики, учреждения государственной власти, пусковые установки с ядерными зарядами, склады и предприятия особо токсичной продукции, пункты управления, места проведения массовых мероприятий, крупные объекты на водной поверхности и др.), разрушение или уничтожение которых чревато необратимыми катастрофическими последствиями. Координаты этих объектов размещаются в серверах баз данных 6.

На борту ЛА 1, осуществляющего полет по траектории 8 с заданными детерминированными траекторными параметрами может произойти нештатная ситуация, следствием которой может стать появление сигнала о рассогласовании между текущими и детерминированными программными траекторными параметрами на величину, более чем заранее допустимую, что будет обнаружено бортовыми средствами ЛА, средствами пункта управления воздушным движением и средствами воздушного и космического наблюдения. Предположим, что это происходит в точке 9 траектории 8, и ЛА, перейдя на ручное управление, произвел несанкционированный разворот и по траектории 10 продолжил полет в направлении объекта особой важности 7. Появление отмеченного выше сигнала при отсутствии причины технического характера (например, по оперативному анализу телеметрируемых параметров) идентификация как попытка несанкционированного использования выявленного конфликтно-опасного ЛА (например, при захвате управления ЛА террористами). Эта попытка может быть идентифицирована также по тревожному сообщению экипажа ЛА до начала его несанкционированного разворота или в процессе взлета. При этом включается задающий генератор 11.1, который формирует высокочастотное колебание

uc1(t)=Uc1cos(ωct+φc), 0≤t≤Tc1

где Uc1, ωc, φc, Тc1 - амплитуда, несущая частота, начальная фаза и длительность

высокочастотного колебания,

которое поступает на первый вход фазового манипулятора 13.1. На второй вход фазового манипулятора 13.1 подается псевдослучайная последовательность (ПСП) с выхода генератора 12.1 ПСП, которая является идентификационным номером ЛА. На выходе фазового манипулятора 13.1 образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией (ФМн)

u1(t)=UГ1cos[ωct+φk1(t)+φc1], 0≤t≤Tc1,

где φk1(t)={0,π} - манипулированная составляющая фазы, отображающая закон фазовой манипуляции в соответствии с идентификационным номером ЛА,

который поступает на первый вход первого смесителя 15.1, на второй вход которого подается напряжение первого гетеродина 14.1

UГ1(t)=UГ1cos(ωГ1t+φГ1).

На выходе смесителя 15.1 образуется напряжение комбинационных частот. Усилителем 16.1 выделяется напряжение первой промежуточной частоты

uпр1(t)=Uпр1cos[ωпр1t+φk1(t)+φпр1],

где U п р 1 = 1 2 U C 1 U Г 1 ;

ωпр1сГ11 - первая промежуточная (суммарная) частота (фиг.4);

φпр1Г1c;

которое после усиления в усилителе 17,1 мощности через дуплексер 18.1 поступает в приемопередающую антенну 19.1, излучается ею в эфир, улавливается приемопередающей антенной 19.2 пункта управления воздушным движением и через дуплексер 18.2 и усилитель 20.2 мощности поступает на первые входы смесителей 22.2 и 27.2, на вторые входы которых подаются напряжения гетеродина 21.2

uг1(t)=UГ1cos(ωГ1t+φГ1),

uГ1(t)=UГ1cos(ωГ1t+φГ1+90°).

На выходе смесителей 22.2 и 27.2 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителями 23.2 и 28.2 выделяются напряжения второй промежуточной (разностной) частоты:

uпр2(t)=Uпр2cos[ωпр2t+φk1(t)+φпр2],

uпр3(t)=Uпр2cos[ωпр2t+φk1(t)+φпр2-90°],

где U п р 2 = 1 2 U п р 1 U Г 1 ;

ωпр2пр1Г1 - вторая промежуточная (разностная) частота;

φпр2пр1Г1.

Напряжение uпр3(t) с выхода усилителя 28.2 второй промежуточной частоты поступает на вход фазовращателя на 29.2 на 90°, на выходе которого образуется напряжение

uпp4(t)=Uпp2сos[ωпр2t+φk1(t)+φпр2-90°+90°]=Uпр2cos[ωпр2t+φk1(t)+φпр2].

Напряжения uпр2(t) и uпр4(t) поступают на два входа сумматора 30.2, на выходе которого образуется второе суммарное напряжение u∑2(t)=U∑2cos[ωпр2t+φk1(t)+φпр2], 0≤t≤Tc1

где U∑2=2Uпр2;

которое поступает на второй вход перемножителя 31.2. На первый вход последнего подается принимаемый сигнал uпр1(t) с выхода усилителя 20.2 мощности. На выходе перемножителя 31.2 образуется гармоническое напряжение

u2(t)=U2cos(ωГ1t+φГ1),

где U 2 = 1 2 U п р 1 U Σ 2 ,

которое выделяется узкополосным фильтром 32.2, детектируется амплитудным детектором 33.2 и подается на управляющий вход ключа 34.2, открывая его. В исходном состоянии ключ 34.2 всегда закрыт.

Частота настройки ωн1 узкополосного фильтра 32.2 выбирается следующим образом: ωн1Г2. При этом суммарное напряжение u∑2(t) с выхода сумматора 30.2 через открытый ключ 34.2 подается на первый (информационный) вход фазового детектора 24.2. На второй (опорный) вход фазового детектора 24.2 подается напряжение

uc2(t)=Uc2cos(ωct+φc), 0≤t≤Tc2,

с выхода задающего генератора 11.2. В результате синхронного детектирования на выходе фазового детектора 24.2 образуется низкочастотное напряжение

uн1(t)=Uн1cosφk1(t),

где u н 1 = 1 2 U Σ 2 U c 2 ;

которое фиксируется блоком 25.2 регистрации.

По зафиксированному низкочастотному напряжению определяется идентификационный номер ЛА, захваченного террористами, и его местоположение. При этом высокочастотное колебание uc2(t) с выхода задающего генератора 11.2 поступает на первый вход фазового манипулятора 13.2, на второй вход которого подается модулирующий код M(t) с выхода генератора 12.2. На выходе фазового манипулятора 13.2 образуется сложный ФМн-сигнал

u2(t)=Uc2cos[ωct+φk2(t)+φc], 0≤t≤Tc2,

где φk2(t)={0,π} - манипулируемая составляющая фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M(t);

который поступает на первый вход смесителя 15.2, на второй вход которого подается напряжение гетеродина 14.2

uг2(t)=Uг2cos(ωг2t+φг2).

На выходе смесителя 15.2 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 16.2 выделяется напряжение третьей промежуточной частоты

uпр3(t)=Uпр3cos[ωпр3t-φk2(t)+φпр3], 0≤t≤Tc2

где U п р 3 = 1 2 U c 2 U г 2 ;

ωпр3u2с - третья промежуточная частота;

φпр3г2с,

которое после усиления в усилителе 17.2 мощности через дуплексер 18.2 поступает в приемопередающую антенну 19.2, излучается ею в эфир на частоте ω2, улавливаются приемопередающей антенной 19.1 летательного аппарата и через дуплексер 18.1 и усилитель 20.1 мощности поступает на первые входы смесителей 22.1 и 27.1, на вторые входы которых подаются напряжения гетеродина 21.1:

uГ2(t)=UГ2cos(ωГ2t+φГ2),

u Г 2 ' ( t ) = U Г 2 cos [ ω Г 2 t + φ Г 2 90 ° ] .

На выходе смесителей 22.1 и 27.1 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителями 23.1 и 28.1 выделяются напряжения второй промежуточной (разностной) частоты:

uпр5(t)=Uпр5cos[ωпр2t+φk2(t)+φпр5],

uпр6(t)=Uпр5cos[ωпр2t+φk2(t)+φпр5-90°],

где U п р 5 = 1 2 U п р 3 U Г 2 ;

ωпр2Г2пр3 - вторая промежуточная (разностная) частота;

φпр5Г2пр3.

Напряжение uпр6(t) с выхода усилителя 28.1 второй промежуточной частоты поступает на вход фазовращателя 29.1 на -90°, на выходе которого образуется напряжение

uпр7(t)=Uпр5cos[ωпр2t+φk2(t)+φпр5-90°+90°]=Uпр5cos[ωпр2t+φk2(t)+φпр5].

Напряжения uпр5(t) и uпр7(t) поступают на два входа сумматора 30.1, на выходе которого образуется первое суммарное напряжение

u∑1(t)=Ucos[ωпр2t+φk2(t)+φпр6], 0≤t≤Tc,

где U∑1=2Uпр5,

которое поступает на второй вход перемножителя 31.1. На первый вход последнего подается принимаемый сигнал uпр3(t) с выхода усилителя 20.1 мощности. На выходе перемножителя 31.1 образуется гармоническое напряжение

u3(t)=U3cos(ωГ2t+φГ2),

где U 3 = 1 2 U п р 3 U Σ 1 ,

которое выделяется узкополосным фильтром 32.1, детектируется амплитудным детектором 33.1 и подается на управляющий вход ключа 34.1, открывая его. В исходном состоянии ключ 34.1 всегда закрыт. Частота настройки ωН2 узкополосного фильтра 32.1 выбирается следующим образом: ωH2Г2. При этом суммарное напряжение u∑1(t) с выхода сумматора 30.1 через открытый ключ 34.1 поступает на первый (информационный) вход фазового детектора 24.1. На второй (опорный) вход фазового детектора 24.1 подается напряжение uс1(t) с выхода задающего генератора 11.1.

В результате синхронного детектирования на выходе фазового детектора 24.1 образуется низкочастотное напряжение

uн2(t)=Uн2cosφk2(t),

где U н 2 = 1 2 U Σ 1 U c 1 ;

которое поступает в блок 25.1 реконфигурации бортовой аппаратуры.

Блок 25.1 может выполнять следующие виды реконфигурации бортовой аппаратуры ЛА:

- введение блокировки гидромеханической части системы штурвального управления;

- отключение системы распознавания «свой-чужой». Этим достигается выделение конфликтно-опасного ЛА в воздушном пространстве среди большого количества других ЛА с целью упорядоченной концентрации на нем внимания пунктов управления воздушным движением, средств ПВО и истребительной авиации;

- включение блока колебательности в автомате стабилизации, что приведет к раскачиванию ЛА по всем осям до границы его неустойчивости, затруднению пилотирования ЛА и наведению его на объект;

- включение блоков искажения в системах построения курса, тангажа, например, циклическим суммированием с переменной по величине и времени установкой. Это обстоятельство приведет к потере ориентировки в пространстве и усложнит поиск объекта нанесения таранного удара;

- включение блока искажения в системах измерения высоты и скорости, что затрудняет пилотирование ЛА;

- включение блока искажения в системе отображения полетной информации на приборной доске пилотов (углы атаки и скольжения, обороты двигателей и др.), например «мерцанием» показаний;

- принудительное включение системы аварийной сигнализации о нештатном функционировании всех жизненно важных систем ЛА. Это обстоятельство повлечет стрессовое состояние экипажа с потерей глубины логических действий с возможным последующим отказом от несанкционированных действий;

- отключение одного или группы двигателей, а также включение системы аварийного слива топлива, что затрудняет пилотирование ЛА и уменьшает его досягаемую дальность полета;

- включение блока отрицательного мультимедиа воздействия (звуковое сопровождение на частотах, неблагоприятно воздействующих на слуховой аппарат, а также выведение на бортовой дисплей изображений, неприятных для ощущений террористам). Это обстоятельство повлечет стрессовое состояние экипажа с потерей полноты логических действий;

- включение блока выдачи рекомендаций экипажу, например включение изображения главы террористической организации, приказывающего прекратить несанкционированные действия;

- включение блока перевода управления в режим дистанционного пилотирования (например, на самолет сопровождения или пункт управления воздушным движением);

- включение систем придания непрозрачности остеклению кабины путем поляризации остекления, внутреннего или внешнего его забрызгивания, а также принудительное ослепление экипажа. Особенно эффективно это действие на начальной стадии взлета, когда несанкционированное использование ЛА может быть исключено в принципе;

- принудительную механическую фиксацию частей тела экипажа, что может затруднить ручное пилотирование ЛА или исключить переход на ручное управление перетягиванием штурвала;

- включение блока принудительного сваливания в штопор, например, путем одновременного формирования сигналов на реверс или отключение двигателей, но рули высоты (для увеличения угла атаки), крена и курса. Это действие является одним из последних, когда обнаружиться неизбежность столкновения ЛА с объектом особой ценности при исчерпании всех других, но подобная операция выполняется по команде с пункта управления воздушным движением по принятию соответствующего решения при лимите времени на задействование средств ПВО и истребительной авиации.

Последовательность выдачи команд на виды реконфигурации бортовых систем или бортовой аппаратуры определяется мерой усиления эффекта их последствия. Причем эта последовательность команд может формироваться на средствах наземного базирования, на пунктах управления воздушным движением, а также на борту самого ЛА, подвергнутого попытке несанкционированного использования (кроме команды на принудительное сваливание в штопор).

Следовательно, на борту ЛА размещен блок 25.1 реконфигурации, информационно сопряженный с элементами бортовой аппаратуры и бортовых систем, формирующий последовательность команд при появлении недопустимого рассогласования между текущими и детерминированными траекторными параметрами. При этом следует отметить, что при уменьшении рассогласования до допустимой величины (что можно трактовать как отказ экипажа от несанкционированных действий) ранее выданные команды на реконфигурацию бортовой аппаратуры и бортовых систем снимаются.

Описанная выше работа устройства, реализующего предлагаемый способ, соответствует случаю приема полезных ФМн-сигналов по основному каналу на частотах ω1 и ω2.

Если ложный сигнал (помеха) поступает по первому зеркальному каналу на частоте ωЗ1

uЗ1(t)=UЗ1cos(ωЗ1t+φЗ1), 0≤t≤TЗ1,

то усилителями 23.2 и 28.2 второй промежуточной частоты выделяются следующие напряжения:

uпр8(t)=Uпр8cos(ωпр2t+φпр8),

uпр9(t)=Uпр8cos(ωпр2t+φпр8+90°), 0≤t≤TЗ1

где U п р 8 = 1 2 U З 1 U Г 1 ,

ωпр2Г1З1 - вторая промежуточная (разностная) частота,

φпр8Г1З1.

Напряжение Uпр9(t) с выхода усилителя 28.1 второй промежуточной частоты поступают на вход фазовращателя 29.2 на +90°, на выходе которого формируется напряжение

Uпр10(t)=Uпр8cos(ωпр2t+φпр8+90°+90°)=-Uпр8cos(ωпр2t+φпр8).

Напряжения uпр8(t) и uпр10(t) поступают на два входа сумматора 30.3, на его выходе компенсируются.

Следовательно, ложный сигнал (помеха), принимаемый по первому зеркальному каналу на частоте ωЗ1, подавляется внешним кольцом, состоящим из гетеродина 21.2, фазовращателей 26.2 и 29.2 на +90°, смесителей 22.2 и 27.2, усилителей 23.2 и 28.2 второй промежуточной частоты, сумматора 30.2 и реализующим фазокомпенсационный метод.

Если ложный сигнал (помеха) поступает по второму зеркальному каналу на частоте ωЗ2

uЗ2(t)=UЗ2cos(ωЗ2t+φP2), 0≤t≤TЗ2,

то усилителями23.1 и 28.1 второй промежуточной частоты выделяются следующие напряжения:

uпр11(t)=Uпр11cos(ωпр2t+φпр11),

uпр12(t)=Uпр11cos(ωпр2t+φпр11+90°),

где U п р 11 = 1 2 U З 1 U 2 Г 2 ,

ωпр2З2З2 - вторая промежуточная (разностная) частота,

φпр11З2З2.

Напряжение Uпр12(t) с выхода усилителя 28.1 второй промежуточной частоты поступает на вход фазовращателя 29.1 на +90°, на выходе которого формируется напряжение

uпр13(t)=Uпр11cos(ωпр2t+φпр11+90°+90°)=-Uпр11cos(ωпр2t+φпр11).

Напряжения uпр11(t) и uпр13(t), поступающие на два входа сумматора 30.1, на его выходе компенсируются.

Следовательно, ложный сигнал (помеха), принимаемый по второму зеркальному каналу на частоте ωЗ2, подавляется внешним кольцом, состоящим из гетеродина 21.1, фазовращателя 26.1 на -90°, фазовращателя 29.1 на -90°, смесителей 22.1 и 27.1, усилителей 23.1 и 28.1 второй промежуточной частоты, сумматора 30.1 и реализующим фазокомпенсационный метод.

По аналогичной причине подавляются и ложные сигналы (помехи), принимаемые по первому ωк1 и четвертому ωк4 комбинационным каналам.

Если ложный сигнал (помеха) принимается по второму комбинационному каналу на частоте ωк2

uK2(t)=UK2cos(ωK2t+φK2), 0≤t≤TK2,

то усилителями 23.2 и 28.2 второй промежуточной частоты выделяются следующие напряжения:

uпр14(t)=Uпр14cos(ωпр2t+φпр14),

uпр15(t)=Uпр14cos(ωпр2t+φпр14-90°),

где U п р 1 4 = 1 2 U K 1 U Г 1 ,

ωпр2К2-2ωГ1 - вторая промежуточная (разностная)частота,

φпр14К2Г1.

Напряжение uпр15(t) с выхода усилителя 28.2 второй промежуточной частоты поступает на вход фазовращателя 29.2 на +90°, на выходе которого формируется напряжение

uпр16(t)-Uпр14cos(ωпр2t+φпр14-90°+90°)=Uпр14cos(ωпр2t+φпр14).

Напряжения uпр14(t) и uпр16(t) поступают на два входа сумматора 30.1, на выходе которого образуется суммарное напряжение

u∑3(t)=U∑3cos(ωпр2t+φпр14), 0≤t≤Tk2,

где U∑3=2Uпр14,

которое поступает на второй вход перемножителя 31.2. На первый вход последнего подается принимаемый ложный сигнал (помеха) uk2(t) с выхода усилителя 20.2 мощности. На выходе перемножителя 31.2 образуется гармоническое напряжение

u4(t)=U4cos(2ωГ1t+φГ1), 0≤t≤Tk2,

где U 4 = 1 2 U Σ 3 U k 2 ,

которое попадает в полосу пропускания узкополосного фильтра 32.2. Ключ 34.2 не открывается и ложный сигнал (помеха), принимаемый по второму комбинационному каналу на частоте ωк2, подавляется. Для этого используется «внутреннее кольцо», состоящее из перемножителя 31.2, узкополосного фильтра 32.2, амплитудного детектора 33.2, ключа 34.2 и реализующее метод узкополосной фильтрации.

Если ложный сигнал (помеха) поступает по третьему комбинационному каналу на частоте ωк2

uk3(t)=Uk3cos(ωk3t+φk3), 0≤t≤Tk3,

То усилителями 23.1 и 28.1 второй промежуточной частоты выделяются следующие напряжения:

uпр17(t)=Uпр17cos(ωпр2t+φпр17),

uпр18(t)=Uпр17cos(ωпр2t+φпр17-90°),

где U п р 1 7 = 1 2 U k 2 U Г 2 ;

ωпр2=2ωГ2к3 - вторая промежуточная (разностная) частота,

φпр2Г2к3.

Напряжение uпр18(t) с выхода усилителя 28.1 второй промежуточной частоты поступает на вход фазовращателя 29.1 на +90°, на выходе которого формируется напряжение

uпр19(t)-Uпр17cos(ωпр2t+φпр17-90°+90°)=Uпр17cos(ωпр2t+φgh17).

Напряжения uпр17(t) и uпр19(t) поступают на два входа сумматора 30.1, на выходе которого образуется суммарное напряжение

u∑4(t)=U∑4cos(ωпр2t+φпр17), 0≤t≤Tk3,

где U∑4=2Uпр17,

которое поступает на второй вход перемножителя 31.1. На первый вход последнего подается принимаемый ложный сигнал (помеха) uk3(t) с выхода усилителя 20.1 мощности. На выходе перемножителя 31.1 образуется гармоническое напряжение

u5(t)=U5cos(2ωГ2t+φГ2), 0≤t≤Tk3,

где U 5 = 1 2 U Σ 4 U k 3 ,

которое не попадает в полосу пропускания узкополосного фильтра 32.1. Ключ 34.1 не открывается и ложный сигнал (помеха), принимаемый по третьему комбинационному каналу на частоте ωк3, подавляется. Для этого используется «внутреннее кольцо», состоящее из перемножителя 31.1, узкополосного фильтра 32.1, амплитудного детектора 33.1, ключа 34.1 и реализующее метод узкополосной фильтрации.

Предлагаемый способ обеспечивает повышение надежности дуплексной радиосвязи между пунктами управления воздушным движением и летательными аппаратами. Это достигается использованием сложных сигналов с фазовой манипуляцией и двух частот ω1 и ω2. Причем на борту ЛА передачу сложных ФМн-сигналов осуществляют на частоте ω1, а прием - на частоте ω2. А на пункте управления воздушным движением, наоборот, передачу сложных ФМн-сигналов ведут на частоте ω2, а прием - на частоте ω2. Частоты ω1 и ω2 разнесены на значение второй промежуточной частоты: ωг2г1пр2.

Сложные ФМн-сигналы с точки зрения обнаружения обладают высокой энергетической и структурной скрытностью.

Энергетическая скрытность данных сигналов обусловлена их высокой сжимаемостью во времени и по спектру, при оптимальной обработке, что позволяет снизить мгновенную излучаемую мощность. Вследствие этого сложный ФМн-сигнал в точке приема может оказаться замаскированным шумами и помехами.

Причем энергия сложного ФМн-сигнала отнюдь не мала, она просто равномерно распределена по частотно-временной области так, что в каждой точке этой области мощность сигнала меньше мощности шумов и помех.

Структурная скрытность сложных ФМн-сигналов обусловлена большим разнообразием их форм и значительными диапазонами изменений параметров, что затрудняет оптимальную или хотя бы квазиоптимальную обработку сложных ФМн-сигналов априорно неизвестной структуры с целью повышения чувствительности приемников.

Применение данного способа с использованием дуплексной радиосвязи на двух частотах с применением сложных ФМн-сигналов позволяет предотвратить преднамеренное нанесение непоправимого ущерба особо важным объектам таранным ударом по ним ЛА, принудительно захваченным террористами, путем создания на борту условий, препятствующих изменению заданной траектории полета ЛА, затрудняющих пилотирование ЛА, исключая возможности прицельного наведения ЛА на выбранный объект, уменьшения его досягаемой дальности полета, а также создания психологического дискомфорта при его пилотировании и уменьшения при исчерпании всех других операций, когда обнаружиться неизбежность столкновения ЛА с объектом особой ценности.

Таким образом, предлагаемый способ по сравнению с прототипом и другими техническими решениями аналогичного назначения обеспечивает повышение помехоустойчивости и надежности дуплексной радиосвязи между пунктом управления воздушным движением и летательным аппаратом. Это достигается подавлением ложных сигналов (помех), принимаемых по зеркальным и комбинационным каналам. Причем, для подавления ложных сигналов (помех), принимаемых по первому ωЗ1 и второму ωЗ1 зеркальным каналам, по первому ωк1 и четвертому ωк4 комбинационным каналам используется фазокомпенсационный метод, а для подавления ложных сигналов (помех), принимаемых по второму ωк2 и третьему ωк3 комбинационным каналам, используется метод узкополосной фильтрации.

Способ предотвращения несанкционированного использования летательных аппаратов, заключающийся в том, что средствами пунктов управления воздушным движением определяют текущие координаты и параметры движения летательного аппарата, прогнозируют возможность нештатного изменения траектории его полета, формируют и передают на борт летательного аппарата команды на изменение параметров полета, при этом в процессе предполетной подготовки в бортовую навигационную систему летательного аппарата вводят детерминированные программные траекторные параметры с заложенной невозможностью их изменения, в процессе полета определение текущих координат и параметров движения летательного аппарата дополнительно производят собственными средствами летательного аппарата и средствами космического и воздушного наблюдения, информационно сопряженными с пунктами управления воздушным движением с постоянным определением указанными средствами рассогласования параметров текущей траектории летательного аппарата от детерминированной программной, по информации, размещенной в системе серверов баз обновляемых данных, информационно сопряженных с пунктами управления воздушным движением, об энергетическом потенциале летательного аппарата, о степени важности объектов, расположенных на траектории полета летательного аппарата, и их возможном положении в процессе полета, выявляют конфликтно-опасные летательные аппараты и отслеживают попытки несанкционированного использования выявленных конфликтно-опасных летательных аппаратов по информации об их недопустимом отклонении от детерминированной программной траектории или по тревожному сообщению с борта летательного аппарата, а при поступлении этого сообщения производят реконфигурацию бортовых систем или бортовой аппаратуры летательного аппарата по командам, сформированным бортовым корректирующим устройством, или по командам, сформированным и переданным на борт летательного аппарата указанными средствами наблюдения и пункта управления и снятие этой реконфигурации после уменьшения рассогласования до допустимой величины, при этом на борту летательного аппарата при его несанкционированном использовании формируют гармоническое колебание несущей частоты ωс, манипулируют его по фазе псевдослучайной последовательностью, которая является идентификационным номером летательного аппарата, сформированный сложный сигнал с фазовой манипуляцией преобразуют по частоте с использованием частоты ωг1 первого гетеродина, выделяют напряжение первой промежуточной частоты, равной сумме частот ωпр1сг1, усиливают его по мощности и излучают в эфир на частоте ω1пр1г2, принимают сложный сигнал с фазовой манипуляцией на частоте ω1 на пункте управления воздушным движением, усиливают его по мощности, преобразуют по частоте с использованием частоты ωг1 второго гетеродина, выделяют напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпр21г1, выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное ω идентификационному номеру летательного аппарата, регистрируют и анализируют его, на пункте управления воздушным движением формируют гармоническое колебание несущей частоты ωс, манипулируют его по фазе модулирующим кодом, отображающим команды на реконфигурацию бортовой аппаратуры летательного аппарата, преобразуют по частоте с использованием частоты ωг2 первого гетеродина, выделяют напряжение третьей промежуточной частоты, равной разности частот ωпр3г2с, усиливают его по мощности и излучают в эфир на частоте ω2пр3г1, принимают сложный сигнал с фазовой манипуляцией на частоте ω2 на борту летательного аппарата, усиливают его по мощности, преобразуют по частоте с использованием частоты ωг2 второго гетеродина, выделяют напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпр2г22, выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное модулирующему коду, и используют его для реконфигурации бортовой аппаратуры летательного аппарата, причем частоты ωг1 и ωг2 гетеродинов разносят на величину второй промежуточной частоты ωг2г1пр2, на борту летательного аппарата сложные сигналы с фазовой манипуляцией излучают на частоте ω1, а принимают - на частоте ω2, а на пункте управления воздушным движением, наоборот, сложные сигналы с фазовой манипуляцией излучают на частоте ω2, а принимают - на частоте ω1, отличающийся тем, что на борту летательного аппарата напряжение второго гетеродина сдвигают по фазе на -90°, используют его для повторного преобразования по частоте принимаемого сложного сигнала с фазовой манипуляцией на частоте ω2, выделяют второе напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпр2Г22, сдвигают его по фазе на +90°, суммируют с первым напряжением второй промежуточной частоты, перемножают первое суммарное напряжение с принимаемым сложным сигналом, выделяют гармоническое напряжение с частотой ωГ2, детектируют его, используют продетектированное напряжение для разрешения синхронного детектирования первого суммарного напряжения с использованием гармонического колебания несущей частоты ωс в качестве опорного напряжения, на пункте управления воздушным движением напряжение второго гетеродина сдвигают по фазе на +90°, используют его для повторного преобразования по частоте принимаемого сложного сигнала с фазовой манипуляцией на частоте ω1, выделяют четвертое напряжение второй промежуточной частоты, равной разности частот ωпр21Г1, сдвигают его по фазе на +90°, суммируют с третьим напряжением второй промежуточной частоты, перемножают второе суммарное напряжение с принимаемым сложным сигналом, выделяют гармоническое напряжение с частотой ωГ1, детектируют его, используют продетектированное напряжение для разрешения синхронного детектирования второго суммарного напряжения с использованием гармонического колебания несущей частоты ωс в качестве опорного напряжения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления воздушным движением, а именно к области посадки летательных аппаратов (ЛА) на взлетно-посадочную полосу (ВПП). .

Изобретение относится к области предотвращения несанкционированного применения воздушных судов (ВС), в том числе предотвращения террористических атак. .

Изобретение относится к области обработки и анализа инструментально-зарегистрированной полетной информации. .

Изобретение относится к области вычислительной техники, а именно к подвижным комплексам средств управления в частях и подразделениях силовых министерств. .

Изобретение относится к области посадки летательных аппаратов (ЛА) на взлетно-посадочную полосу (ВПП) и может быть эффективно использовано для аэропортов с большой интенсивностью движения.

Изобретение относится к системе передачи данных между летательным аппаратом и, по меньшей мере, одним пунктом связи, находящимся за пределами летательного аппарата.

Изобретение относится к оптическим системам передачи световой информации. .

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена. Достигается расширение эксплуатационных возможностей, повышение безопасности пилотирования и эффективности применения вертолета, повышение надежности работы комплекса. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к средствам измерения и управления для широкого класса беспилотных систем, и в частности для беспилотных авиационных систем. Способ дистанционного управления полетом БПЛА заключается в передаче данных через радиоканал. На БПЛА от пункта управления передаются данные о давлении атмосферы на посадочной позиции БПЛА. С учетом переданных данных на борту БПЛА определяют барометрическую высоту полета относительно посадочной позиции, по которой осуществляют управление высотой полета. Предложена беспилотная авиационная система, пункт управления которой выполнен с возможностью определения и передачи по радиоканалу на БПЛА данных о давлении атмосферы на посадочной позиции, а БПЛА выполнен с возможностью автономного управления полетом с учетом этих данных. Достигается возможность повышения безопасности полета БПЛА в беспилотных авиационных системах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам бортового оборудования вертолетов. Система обнаружения помех для посадки и взлета вертолета включает ультразвуковые устройства сканирования (1), каждое из которых состоит, по меньшей мере, из средств для передачи ультразвукового сигнала в направлении вниз и получения отраженного ультразвукового сигнала. Средства передачи и получения сигнала установлены, по меньшей мере, в лопастях (2) несущего винта вертолета (3) на удалении от оси его вращения или смежно их концам и связаны с бортовой вычислительной системой вертолета или с самостоятельной вычислительной системой для визуального отображения данных на доступном пилоту мониторе о рельефе расположенной под вертолетом поверхности и/или данных об опасных препятствиях. Повышается точность данных о рельефе поверхности под вертолетом на площади, необходимой для выполнения маневрирования при выполнении взлета и посадки. 4 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для реализации на борту самолета функций аудио- и видеонаблюдения, автоматического сбора данных и регистрации путем записи речевой, звуковой, видео- и параметрической информации в защищенных бортовых накопителях. Техническим результатом является повышение надежности. Интегрированная система сбора, контроля, обработки и регистрации полетной информации содержит защищенные бортовые накопители параметрической, звуковой и визуальной информации, размещенные в кабине пилотов микрофоны и по крайней мере одну зональную видеокамеру, коммутируемую бортовую сеть связи, комбинированный блок сбора полетных данных, снабженный входными портами для получения данных от набора датчиков, установленных в самолетных системах и в оборудовании самолета, и выходными портами для передачи данных в защищенные бортовые накопители и в телеметрическое устройство, предназначенное для передачи данных из самолета, пульт управления и связи. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Интеллектуальная система поддержки экипажа (ИСПЭ) относится к области бортового оборудования, предназначена для установки на летательные аппараты (ЛА) и может быть использована для функционального диагностирования технического состояния авиационной техники. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА путем снижения уровня аварийной ситуации. Интеллектуальная система поддержки экипажа содержит датчики состояния двигателей, топливной системы, гидросистемы, системы электроснабжения, системы выпуска шасси и торможения, противообледенительной системы, противопожарной системы, системы воздушных сигналов (СВС), спутниковую навигационную систему (СНС), инерциальную навигационную систему (ИНС), радиовысотомер (РВ), приборную систему посадки (ПСП), систему штурвального управления (СШУ), параллельно соединенные с системой сбора бортовой информации (ССБИ), систему отображения информации (СОИ), блок распознавания аварийных ситуаций (БРАС), систему контроля разбега (СКР), систему предупреждения об опасной близости земли (СПОБЗ), систему предупреждения о выходе на опасные значения угла атаки и перегрузки (СПВОЗ), систему контроля захода на посадку и посадки (СКЗП) и систему предупреждения о попадании в сдвиг ветра (СПОПСВ). 1 ил.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА. В способе управления траекторией летательного аппарата при посадке на незапрограммированный аэродром измеряют и корректируют параметры движения ЛА, формируют параметры положения ЛА относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП), формируют заданную траекторию посадки относительно виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВРМ), который размещают под точкой стандартного положения курсового радиомаяка, управляют угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом рассогласования пеленга ВРМ и курса ВПП и рассогласования угла места ВРМ и угла наклона заданной траектории посадки, измеряют координаты ближнего торца ВПП незапрограммированного перед полетом аэродрома, которые, с учетом стандартной длины ВПП или расчетной длины ВПП и заданного или расчетного курса ВПП, используют для определения координат ВРМ. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА. В способе управления траекторией посадки летательного аппарата осуществляют предварительное измерение с помощью бортовых систем визуальной ориентации координат ЛА относительно любой визуально идентифицируемой и запрограммированной навигационной точки (НТ) в районе аэродрома, которую с учетом известных параметров НТ используют для коррекции местоположения ЛА, а в процессе самой посадки с помощью бортовых систем визуальной ориентации измеряют координаты ЛА относительно ближнего торца ВПП, которые с учетом известных параметров ближнего торца ВПП используют для уточнения положения ЛА относительно траектории посадки. 6 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при заходе на посадку. Техническим результатом является повышение безопасности совершения посадки ЛА. В способе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку дополнительно задают допустимую вертикальную скорость при соприкосновении ЛА с ВПП, используя известную горизонтальную посадочную скорость конкретного типа ЛА, определяют допустимый угол наклона траектории посадки, определяют текущий угол наклона заданной траектории посадки, которую формируют относительно ВКГРМ, перемещаемого в пространстве по вертикали от начального положения, соответствующего начальной высоте и начальному углу наклона заданной траектории посадки, по направлению к ВПП таким образом, что расстояние от ВКГРМ по вертикали до ВПП прямо пропорционально текущей горизонтальной дальности от ЛА до ближнего торца ВПП, контролируют текущий угол наклона заданной траектории посадки, причем при достижении им значения соответствующего снижению ЛА с допустимой вертикальной скоростью, положение ВКГРМ относительно ВПП фиксируют. 4 ил.

Изобретение относится к области управления полетами планирующих беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при планировании их маршрутов и соответствующих траекторий. Техническим результатом является повышение эффективности управления планирующим беспилотным летательным аппаратом. Сущность способа заключается в заблаговременном расчете маневренных траекторий беспилотного летательного аппарата, фиксации координат их опорных точек во вспомогательной системе координат, которые затем задают в полетном задании вместе с данными для привязки вспомогательной системы координат к Земле в точке цели и используют в полете в качестве промежуточных точек наведения по методу требуемых ускорений. 2 ил., 3 табл.

Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления самолетом. Для автоматического управления самолетом при посадке используют сигналы радиовысоты, вертикальной скорости, формируют управляющий сигнал на руль высоты и на привод регулятора тяги двигателей, добавляют корректирующие сигналы компенсации влияния ветра на руль высоты и на привод регулятора тяги. Корректирующий сигнал на руль высоты основан на измерении разности путевой и приборной скорости. Корректирующий сигнал на привод регулятора тяги основан на измерении разности текущей и расчетной энергии самолета, определяемых на основе путевой и приборной скорости. Система автоматического управления самолетом на посадке содержит систему измерения параметров полета, устройства формирования управляющих сигналов на руль высоты и привод тяги двигателей соответственно. Система измерения параметров полета содержит радиовысотомер, датчик вертикальной скорости, датчик вертикальной перегрузки, датчик путевой скорости, датчик приборной скорости. Устройство формирования управляющих сигналов на руль высоты содержит блок формирования комплексного экспоненциального сигнала, два сумматора, программатор, дифференциатор, два блока коррекции высоты, два нелинейных преобразователя. Устройство формирования управляющего сигнала содержит пульт задания скорости, сумматор, нелинейный преобразователь, блок стабилизации тяги, блок расчета заданной энергии самолета, блок расчета текущей энергии самолета, компаратор. Обеспечивается требуемая точность посадки самолета. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх