Устройство для определения расстояния между воздушными судами



Устройство для определения расстояния между воздушными судами
Устройство для определения расстояния между воздушными судами

 


Владельцы патента RU 2510800:

Винокуров Владимир Иванович (RU)
Зыков Владимир Николаевич (RU)

Изобретение предназначено для определения расстояния между воздушными судами в полете. Достигаемый технический результат - упрощение устройства. Указанный результат достигается тем, что устройство для определения расстояния между воздушными судами содержит два измерителя азимутов, два измерителя наклонных дальностей, три сумматора, четыре блока умножения, блок вычисления косинуса, блок вычисления корня квадратного и индикатор, соединенные между собой определенным образом. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для определения расстояния между воздушными судами в полете.

Известно устройство для определения расстояния между воздушными судами, содержащее два измерителя азимутов, два измерителя высот полета воздушных судов, два измерителя наклонных дальностей, отличающееся тем, что с целью предотвращения столкновения воздушных судов и повышения безопасности полетов за счет определения истинного расстояния между воздушными судами в него дополнительно введены первый сумматор, первый, второй, третий, четвертый и пятый блоки умножения, блок вычисления косинуса, второй и третий сумматоры, шестой блок умножения, первый блок вычисления корня квадратного, седьмой блок умножения, четвертый сумматор, второй блок вычисления корня квадратного и индикатор, причем выход первого измерителя азимута соединен с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя азимута, выход первого сумматора соединен с входом блока вычисления косинуса, выход блока вычисления косинуса соединен с первым входом седьмого блока умножения, выход первого измерителя высоты соединен с первым и вторым входами первого блока умножения и с первым входом третьего блока умножения, выход второго измерителя высоты соединен с первым и вторым входами четвертого блока умножения и со вторым входом третьего блока умножения, выход третьего блока умножения соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход первого измерителя наклонной дальности соединен с первым и вторым входами второго блока умножения, выход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и со вторым входом второго сумматора, первый вход второго сумматора соединен с выходом первого блока умножения, выход второго сумматора соединен с первым входом шестого блока умножения, выход второго измерителя наклонной дальности соединен с первым и вторым входами пятого блока умножения, выход которого соединен с четверым входом четвертого сумматора и со вторым входом третьего сумматора, первый вход которого соединен с выходом четвертого блока умножения, выход третьего сумматора соединен со вторым входом шестого блока умножения, выход шестого блока умножения соединен со входом первого блока вычисления корня квадратного, выход которого соединен со вторым входом седьмого блока умножения, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора, выход четвертого сумматора соединен со входом второго блока вычисления корня квадратного, выход которого соединен со входом индикатора (патент РФ на изобретение №2256195, М. кл. G01S 13/93, G01S 5/14, опубл. 10.07.2005).

Недостатком известного устройства является сложность технической реализации, требующая наличия трех измерителей (дальности, азимута и высоты объектов). При этом обеспечивается постоянное вычисление истинного расстояния между воздушными судами, при достижении которым определенного значения формируется сигнал, предупреждающий о возможности столкновения воздушных судов.

Технической задачей изобретения является упрощение устройства.

Технический результат изобретения достигается за счет того, что постоянное вычисление истинного расстояния между воздушными судами, при достижении которым определенного значения формируется сигнал, предупреждающий о возможности столкновения воздушных судов, осуществляется по результатам измерения двух измерителей (дальности и азимута).

Технический результат достигается тем, что в устройстве для определения расстояния между воздушными судами, содержащем первый и второй измерители азимутов, первый и второй измерители наклонных дальностей, первый, второй и третий сумматоры, первый, второй, третий и четвертый блоки умножения, блок вычисления косинуса, блок вычисления корня квадратного и индикатор, дополнительно выход первого измерителя дальности соединен с первым и вторым входами первого блока умножения и первым входом третьего блока умножения, выход второго измерителя дальности соединен с первым и вторым входами второго блока умножения и вторым входом третьего блока умножения, выход которого соединен с первым входом четвертого блока умножения, выходы первого и второго измерителя азимута соединены с соответствующими входами первого сумматора, выход которого через блок вычисления косинуса соединен со вторым входом четвертого умножителя, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, выходы первого и второго блоков умножения соединены со входами третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора, выход которого через блок вычисления корня квадратного соединен с входом индикатора.

Устройство для определения расстояния между воздушными судами, содержит первый 1 и второй 2 измерители наклонных дальностей, первый 3 и второй 4 измерители азимутов, первый 5, второй 6 и третий 7 сумматоры, первый 8, второй 9, третий 10 и четвертый 11 блоки умножения, блок 12 вычисления косинуса, блок 13 вычисления корня квадратного и индикатор 14, причем выход первого 1 измерителя дальности соединен с первым и вторым входами первого 8 умножителя и первым входом третьего 10 блока умножения, выход второго 2 измерителя дальности соединен с первым и вторым входами второго 9 блока умножения и вторым входом третьего 10 блока умножения, выход которого соединен с первым входом четвертого 11 блока умножения, выходы первого 3 и второго 4 измерителя азимута соединены с соответствующими входами первого 5 сумматора, выход которого через блок 12 вычисления косинуса соединен со вторым входом четвертого 11 блока умножения, выход которого соединен с первым входом второго 6 сумматора, выходы первого 8 и второго 9 блоков умножения соединены со входами третьего 7 сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго 6 сумматора, выход которого через блок 13 вычисления корня квадратного соединен с входом индикатора 14.

Функциональная схема устройства, определяющего истинное расстояние между воздушными судами BC1 и BC2 (фиг.1), представлена на фиг.2.

Устройство содержит:

1, 2 - первый и второй измерители наклонных дальностей d1, d2 до воздушных судов BC1 и BC2 соответственно;

3, 4 - первый и второй измерители азимутов α1, α2 воздушных судов BC1 и BC2 соответственно;

5, 6, 7 - первый, второй и третий сумматоры;

8, 9, 10, 11 - первый, второй, третий и четвертый блоки умножения;

12 - блок вычисления косинуса;

13 - блок вычисления корня квадратного;

14 - индикатор.

Устройство работает следующим образом.

Первый 3 и второй 4 измерители азимутов воздушных судов BC1 и BC2 определяют азимуты α1 и α2 соответственно. Сигнал α1, пропорциональный азимуту первого BC1, поступает на первый вход первого сумматора 5, на второй вход которого поступает сигнал α2, пропорциональный азимуту второго BC2. Сигнал на выходе первого сумматора 5 пропорционален разности азимутов первого BC1 и второго BC2: α12. Этот сигнал поступает на вход блока вычисления косинуса 12, на выходе которого сигнал пропорционален cos(α12). Сигнал cos(α12) поступает на первый вход четвертого 11 блока умножения.

Первый 1 и второй 2 измерители наклонных дальностей до воздушных судов BC1 и BC2 определяют наклонные дальности d1, d2 соответственно. Сигнал d1, пропорциональный наклонной дальности до первого BC1, поступает на первый и второй входы первого 8 блока умножения, с выхода которого сигнал, пропорциональный d12, поступает на первый вход третьего 7 сумматора.

Сигнал d2, пропорциональный наклонной дальности до второго BC2, поступает на первый и второй входы второго 9 блока умножения, с выхода которого сигнал, пропорциональный d22, поступает на второй вход третьего 7 сумматора.

На выходе третьего 7 сумматора сигнал пропорционален сумме квадратов наклонной дальности d1 до первого воздушного судна BC1 и наклонной дальности d2 до второго воздушного судна BC2 d12+d22. Этот сигнал поступает на первый вход второго 6 сумматора.

С выхода третьего 10 блока умножения сигнал, пропорциональный 2d1d2, поступает на второй вход четвертого 11 блока умножения, на выходе которого формируется сигнал, пропорциональный 2d1d2 cos(α12), который поступает на второй вход второго 6 сумматора.

С выхода второго 6 сумматора сигнал, пропорциональный d12+d22-2d1d2 cos(α12), поступает на вход блока 13 вычисления корня квадратного, с выхода которого сигнал, пропорциональный расстоянию между первым воздушным судном BC1 и вторым воздушным судном BC2, поступает на индикатор отображения воздушной обстановки 14 и индицируется в формуляре сопровождения.

Устройство для определения расстояния между воздушными судами, содержащее первый и второй измерители азимутов, первый и второй измерители наклонных дальностей, первый, второй и третий сумматоры, первый, второй, третий и четвертый блоки умножения, блок вычисления косинуса, блок вычисления корня квадратного и индикатор, отличающееся тем, что выход первого измерителя дальности соединен с первым и вторым входами первого блока умножения и первым входом третьего блока умножения, выход второго измерителя дальности соединен с первым и вторым входами второго блока умножения и вторым входом третьего блока умножения, выход которого соединен с первым входом четвертого блока умножения, выходы первого и второго измерителя азимута соединены с соответствующими входами первого сумматора, выход которого через блок вычисления косинуса, соединен со вторым входом четвертого умножителя, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, выходы первого и второго блоков умножения соединены со входами третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора, выход которого через блок вычисления корня квадратного соединен с входом индикатора.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано для предупреждения столкновений ЛА с воздушными препятствиями, находящимися в интервале высот выделенного в соответствии с нормами эшелонирования.

Высотомер // 2501036
Изобретение относится к радиолокационной технике и может быть использовано в летательных аппаратах, определяющих высоту до водной или земной поверхности. Достигаемый технический результат - увеличение точности определения высоты.

Изобретение относится к области радиолокации и может использоваться в обнаружителях радиолокационных станций. .

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при создании вертолетов с соосным расположением винтов. .

Изобретение относится к радиолокационной технике и может быть использовано для обеспечения безопасности полета вертолетов на малых высотах, а именно для предупреждения пилотов вертолетов об опасности столкновений с высоковольтными линиями электропередачи (ЛЭП).

Изобретение относится к локационным системам обеспечения безопасности автомобиля при движении. .

Изобретение относится к локационным системам обеспечения безопасности автомобиля при движении. .

Изобретение относится к радиолокационной технике и может использоваться для обеспечения безопасности полетов летательных аппаратов, для контроля за сближением и стыковкой космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к области навигационных измерений, и может быть использовано в наземном комплексе управления орбитальной группировкой навигационных космических аппаратов (НКА). Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей и повышении помехоустойчивости, надежности дуплексной радиосвязи между наземным пунктом контроля и спутником навигационной системы ГЛОНАСС и точности измерения радиальной скорости и местоположения указанного спутника. Для этого наземный пункт контроля содержит задающий генератор 1, регистр 2 сдвига, фазовый манипулятор 3, гетеродины 4, 11 и 33, смесители 5, 12, 17, 34, 43 и 44, усилитель 6 первой промежуточной частоты, усилители 7, 10, 41 и 42 мощности, дуплексер 8, приёмопередающую антенну 9, усилители 13, 35, 45 и 46 третьей промежуточной частоты, удвоитель 14 фазы, делитель 15 фазы на два, узкополосные фильтры 16 и 18, измеритель 19 частоты Доплера, корреляторы 20, 36, 47 и 48, перемножители 21, 49 и 50, фильтры 22, 51 и 52 нижних частот, экстремальные регуляторы 23, 53 и 54, блоки 24, 55 и 56 регулируемой задержки, индикатор 26 дальности, ключ 38, приемные антенны 39 и 40, а спутник содержит приемопередающую антенну 26, дуплексер 27, усилители 28 и 32 мощности, гетеродины 29 и 59, смесители 30 и 60, усилитель 31 второй промежуточной частоты, усилитель 61 третьей промежуточной частоты, коррелятор 62, пороговый блок 63 и ключ 64. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.
Группа изобретений относится к области информационных систем общего пользования и интеллектуальным транспортным системам (ИТС). Интеллектуальную транспортную систему устанавливают в комплексе на автотранспортном средстве, полностью адаптируют к его электрической системе, используют непрерывно в автоматическом и ручном режиме, совместно со средствами сотовой связи, Интернетом и навигационными спутниковыми системами, и осуществляют видео-наблюдение и контроль над автотранспортным средством на расстоянии с помощью сотового аппарата, поддерживающего технологию 3-G. Интеллектуальная транспортная система состоит из следующих основных, взаимосвязанных между собой конструктивных элементов: системы видео-наблюдения, видео-регистратора, сенсорного дисплея, процессорной платы с SIM-модулем, приемопередатчика, аварийного блока, с модулем противоугонной системы, бесперебойного источника питания, мультимедийного устройства, измерителя расстояния, превентивной системы безопасности. Достигается обеспечение комплексной защиты автотранспортного средства, водителя, пассажиров, пешеходов и создания благоприятных условий дорожного движения в целом. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в системах посадки летательных аппаратов по приборам. Достигаемый технический результат изобретения заключается в исключении постоянного накапливания с течением времени ошибки измерения. Предлагаемые способ и устройство используют радиолокационные средства навигации. Поляризационно-модуляционный способ радиолокационного измерения угла крена летательного аппарата и устройство для его реализации заключаются в том, что в точке с известными координатами располагают пассивный поляризационно-анизотропный радиолокационный отражатель электромагнитных волн с горизонтальной линейной собственной поляризацией. С борта летательного аппарата облучают радиолокационный отражатель линейно поляризованной электромагнитной волной, плоскость поляризации которой вращается с некоторой частотой. Принимают на борту летательного аппарата отраженную электромагнитную волну, поляризация которой совпадает с поляризацией излученной электромагнитной волны. По измеренной на выходе приемника фазе спектральной составляющей на удвоенной частоте вращения плоскости поляризации принимаемых сигналов определяют угол крена летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к радионавигационным системам и может быть использовано в системах обеспечения посадки летательных аппаратов, в том числе беспилотных, а также в системах обеспечения судовождения. Достигаемый технический результат - улучшение массогабаритных характеристик системы. Указанный результат достигается снижением габаритов используемых антенн, что обеспечивает значительное уменьшение массы и габаритов систем обеспечения посадки, по сравнению с известными курсоглиссадными системами. 4 ил.

Изобретения относятся к области авиации и могут быть использованы для обеспечения посадки летательного аппарата (ЛА). Достигаемый технический результат - повышение безопасности посадки. Указанный результат достигается тем, что способ захода на посадку ЛА включает измерение курсовых углов ультракоротковолновых радиостанций (КУР), измерение высоты полета, снижение к взлетно-посадочной полосе с расчетной вертикальной скоростью, при этом на борту ЛА формируют глиссаду снижения по дальности, получаемой от комплекта системы предупреждения столкновений (СПС), код индивидуального опознавания которого опознается на борту ЛА как предназначенный для посадки, и по высоте, получаемой от бортовых высотомеров, и индицируют ее на высотомерах в виде метки заданной высоты, причем экипаж выдерживает заданную глиссаду снижения, устраняя рассогласование между заданной и текущей высотой полета посредством метки заданной высоты, и (или) формируют глиссаду снижения по сигналу рассогласования между заданным и текущим углами наклона глиссады, при этом указанный сигнал рассогласования поступает в бортовую систему автоматического управления (САУ); на рабочем месте диспетчера, по данным о дальности и высоте полета, получаемым от наземного комплекта СПС, формируют глиссаду снижения в виде заданной высоты и в виде разницы между заданной и текущей высотой ЛА (и индицируют ее на индикаторе), по которой диспетчер определяет вертикальное отклонение от глиссады, а по данным о КУР и дальности, получаемым от наземного комплекта СПС, и по данным о КУР, получаемым от наземного УКВ-радиопеленгатора и индицируемым на индикаторе, диспетчер определяет боковое уклонение, дает команды управления голосом по радио, определяя по индикатору рассогласование между заданной и текущей траекторией полета. Система посадки летательного аппарата с применением системы предупреждения столкновений (СПС) включает в себя установленные перед торцом ВПП УКВ-радиостанции, УКВ-радиопеленгатор, антенну командной УКВ-радиостанции, комплект системы предупреждения столкновений (СПС), код индивидуального опознавания которого опознается на борту ЛА как предназначенный для посадки, вычислитель заданной высоты и отклонения от заданной высоты, индикатор, связанный своими входами с выходами наземного комплекта СПС по каналам высоты, азимута, дальности, с выходами вычислителя заданной высоты и отклонения от заданной высоты, а также с выходом УКВ-радиопеленгатора, кроме того, указанный вычислитель связан своими входами с выходами наземного комплекта СПС по каналам дальности и измеренной высоты до ЛА, с выходами задатчиков температуры и давления воздуха у земли, при этом на борту ЛА установлены бортовая УКВ-радиостанция, высотомеры, в комплект СПС, установленный на ЛА, радиотехнически связанный с аппаратурой наземного комплекта СПС, дополнительно включены дешифратор (блок опознавания кода посадки), блок задатчика кода посадки, два вычислителя заданной высоты и отклонения от заданной глиссады снижения, высотомер, датчик температуры воздуха у земли. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано для обеспечения безопасной посадки вертолета в условиях отсутствия или ограниченной видимости. Достигаемый технический результат - обеспечение безопасной посадки вертолета в сложных метеоусловиях, а также при полном отсутствии или ограниченной видимости, при одновременном снижении массогабаритных характеристик радиолокационной станции (РЛС). Указанный результат достигается за счет того, что РЛС содержит антенное устройство, привод кругового вращения с вращающимся волноводным переходом, приемопередающее устройство, блок обработки информации и радиопрозрачный обтекатель, при этом антенное устройство состоит из вращающейся отклоненной на фиксированный угол от вертикали антенны рупорного типа с противовесом, позволяющей при малых габаритах антенны формировать узкую диаграмму направленности антенны в 3-мм диапазоне длин волн, и направленной вертикально вниз неподвижной антенны, выполняющей роль дополнительного канала данных об окружающей обстановке, подключенных к единому приемопередатчику через волноводный переключатель. 3 ил.

Изобретение относится к области радиолокационных измерений и предназначено для проверки наличия у воздушного объекта (ВО) траекторных нестабильностей (ТН) движения в виде рысканий планера в режиме перестройки несущей частоты от импульса к импульсу. Достигаемый технический результат - выявление факта наличия траекторных нестабильностей полета ВО в режиме перестройки несущей частоты от импульса к импульсу. Указанный результат достигается за счет того, что формируют из отраженных воздушным объектом сигналов импульсные характеристики (ИХ) в два последовательных момента времени и сравнивают их структуру между собой, а по результатам сравнения, а именно по степени совпадения сформированных ИХ принимают решение о наличии или отсутствии у ВО соответствующих ТН. Способ определяет необходимую длительность пачек сигналов с перестройкой частоты и величину интервала между двумя используемыми пачками отраженных сигналов. Достижение высокой разрешающей способности по времени задержки или по продольной координате достигается методом обратного быстрого преобразования Фурье с пачкой отраженных разночастотных импульсов, прошедших согласованную внутрипериодную обработку. 5 ил.

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в навигационной системе летательного аппарата (ЛА), применяемой для определения ориентации относительно земли, например, при заходе ЛА на посадку по приборам. Достигаемый технический результат - снижение погрешности измерения угла крена. Указанный результат достигается за счет того, что из точки с известными координатами излучают линейно-поляризованные электромагнитные волны, вектор напряженности электрического поля которых совпадает с вертикальной плоскостью, приемная антенна на борту летательного аппарата принимает электромагнитные волны, сигнал с выхода приемной антенны поступает на два вращателя плоскости поляризации, углы поворота плоскости поляризации которых равны по абсолютной величине, но противоположны по направлению поворота, сигналы с выхода каждого вращателя плоскости передают в бортовую цифровую вычислительную машину, в которой осуществляют измерение значений амплитуд сигналов и определяют угол крена летательного аппарата путем использования априорной зависимости, связывающей угол крена и значения амплитуд на выходе вращателей. 1 ил.

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для обработки сигналов двухдиапазонных радиолокационных систем. Достигаемый технический результат - повышение быстродействия и точности идентификации измерений, приходящих от двухдиапазонных радиолокационных систем. Суть предлагаемого способа состоит в том, что в каждом j-ом диапазоне для полученной группы измерений для всех сопровождаемых целей формируются невязки, представляющие собой разность между результатами полученных измерений и результатами прогнозирования оцениваемых фазовых координат отслеживаемой цели. Далее, для всех сопровождаемых траекторий формируются функционалы качества. Решение о принадлежности полученных измерений той или иной из сопровождаемых целей принимается по минимальному значению функционалов, определяемому в процессе их перебора. Система идентификации измерений для двухдиапазонной радиолокационной системы выполнена определенным образом. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам навигации, посадки и взлета летательного аппарата (ЛА) с посадкой вертолетного типа. Достигаемый технический результат - обеспечение безопасной навигации вертолета. Указанный результат достигается за счет того, что используют бортовой радиолокатор посадки (РЛП) мм-диапазона, по данным которого формируют радиолокационное изображение, отображаемое в кабине ЛА, осуществляют поиск, обнаружение и идентификацию места посадки ЛА, определяют местоположение места посадки и его вертолетной площадки относительно ЛА и осуществляют навигацию ЛА, используя соответствующие режимы управления. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх