Способ автоматизированного предполетного контроля летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2545156:

Мужичек Сергей Михайлович (RU)
Винокуров Владимир Иванович (RU)
Ефанов Василий Васильевич (RU)
Гриненко Людмила Георгиевна (RU)

Способ автоматизированного предполетного контроля летательного аппарата (ЛА). Для поколесного взвешивания ЛА на рулежной дорожке размещают две группы датчиков на расстоянии не менее максимально возможной его длины. Каждая группа датчиков содержит не менее двух датчиков, разнесенных по направлению движения на расстояние менее минимальной длины ЛА. Производят измерения в один и тот же момент времени и для тех датчиков каждой группы, по которым проезжает колесо ЛА. Для каждой группы датчиков вычисляют усредненные показания всех датчиков группы. Вычисляют коэффициенты для коррекции показаний при взвешивании следующего летательного аппарата. Определяют по номеру летательного аппарата его тип и значение его критической массы для этого типа. Осматривают в автоматизированном режиме внешний вид летательного аппарата. При превышении критической массы летательного аппарата или наличии не снятых заглушек, не закрытых лючков, течи топлива или жидкостей, обледенения поверхностей информируют лицо, принимающее решение о взлете. Обеспечивается повышение безопасности полетов ЛА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при выполнении предполетного контроля летательных аппаратов.

Назначение автоматизированного предполетного контроля летательного аппарата - окончательная проверка его готовности к полету, а также выявление неисправностей и недостатков, которые могли появиться при стоянке летательного аппарата и его подготовке к вылету.

Известен способ информационного обеспечения процесса загрузки, контроля массы летательного аппарата перед вылетом, заключающийся в размещении датчиков давления, непосредственно на летательном аппарате, в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата, формировании в датчиках давления, при действии на них массы летательного аппарата, сигналов преобразования в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс относительно продольной и поперечной осей процессором, отображении информации экипажу о массе летательного аппарата и положении его центра масс относительно продольной и поперечной осей перед взлетом на дисплее, сравнении текущей массы летательного аппарата с допустимым значением, выдаче сигнала запрета вылета летательного аппарата в случае, если текущее значение массы летательного аппарата и положение его центра масс перед взлетом больше допустимого значения, равномерно размещают n-датчиков давления по всей конструкции грузового отсека летательного аппарата, осуществляют загрузку груза в грузовой отсек летательного аппарата, определяют среднюю массу груза в грузовом отсеке летательного аппарата, определяют равномерность размещения груза на основе сравнения отношений масс между средним и текущим значениями массы груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата, осуществляют с учетом данной информации равномерное размещение груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата [1].

Недостатком известного способа является невозможность определения массы летательного аппарата в движении, а также отсутствие информации для лица, принимающего решение о взлете летательного аппарата с превышением веса летательного аппарата критической величины.

Наиболее близким к изобретению является способ повышения точности при взвешивании автотранспортного средства в движении [2] с помощью по меньшей мере одной группы датчиков для поколесного или поосного взвешивания автотранспортного средства, размещенной на трассе, заключающийся в том, что размещают на трассе по меньшей мере одну дополнительную группу датчиков для поколесного или поосного взвешивания автотранспортного средства на расстоянии от предыдущей группы по направлению движения не менее максимально возможной длины взвешиваемого автотранспортного средства, запоминают, в качестве первых измерительных показаний, показания каждого из датчиков группы, размещенной первой по направлению движения на упомянутой трассе в любой паре упомянутых групп датчиков, при проезде по ней каждого из колес или каждой из осей конкретного автотранспортного средства, запоминают, в качестве вторых измерительных показаний, показания каждого из датчиков группы, размещенной следующей по направлению движения на упомянутой трассе в упомянутой паре групп датчиков, при проезде по ней каждого из колес или каждой из осей упомянутого конкретного автотранспортного средства, проехавшего перед этим по предыдущей группе датчиков в той же паре групп датчиков, находят средние значения первого и второго измерительных показаний, соответствующих конкретному колесу или оси автотранспортного средства, и принимают их в качестве результирующих показаний веса данного колеса или оси, вычисляют соответствующие корректирующие коэффициенты при сравнении показаний веса каждого колеса или оси, измеренных каждым из датчиков группы или каждой из групп датчиков в полосе движения данного автотранспортного средства, с найденными соответствующими средними значениями и используют вычисленные корректирующие коэффициенты для коррекции их показаний при взвешивании следующего автотранспортного средства.

Недостатком способа является недостаточная информативность, заключающаяся в отсутствии информации о типе взвешиваемого транспортного средства, его бортовом номере, превышении веса транспортного средства критической величины, наличия не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения корпуса транспортного средства.

Технической задачей изобретения является расширение функциональных возможностей способа за счет получения дополнительной информации о типе взвешиваемого транспортного средства, его бортовом номере, превышении веса транспортного средства критической величины, наличия не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенении корпуса транспортного средства.

Решение технической задачи изобретения достигается тем, что в способе автоматизированного предполетного контроля летательного аппарата, заключающемся в том, что размещают на рулежной дорожке по меньшей мере одну дополнительную группу датчиков для поколесного взвешивания летательного аппарата на расстоянии от предыдущей группы по направлению движения не менее максимально возможной длины взвешиваемого летательного аппарата, запоминают, в качестве первых измерительных показаний, показания каждого из датчиков группы, размещенной первой по направлению движения на упомянутой рулежной дорожке в любой паре упомянутых групп датчиков, при проезде по ней каждого из колес конкретного летательного аппарата, запоминают, в качестве вторых измерительных показаний, показания каждого из датчиков группы, размещенной следующей по направлению движения на упомянутой трассе в упомянутой паре групп датчиков, при проезде по ней каждого из колес или каждой из осей упомянутого конкретного летательного аппарата, проехавшего перед этим по предыдущей группе датчиков в той же паре групп датчиков; находят средние значения первого и второго измерительных показаний, соответствующих конкретному колесу или оси автотранспортного средства, и принимают их в качестве результирующих показаний веса данного колеса или оси; вычисляют соответствующие корректирующие коэффициенты при сравнении показаний веса каждого колеса, измеренных каждым из датчиков группы или каждой из групп датчиков в полосе движения данного летательного аппарата, с найденными соответствующими средними значениями и используют вычисленные корректирующие коэффициенты для коррекции их показаний при взвешивании следующего летательного аппарата, дополнительно распознают бортовой номер летательного аппарата, по номеру летательного аппарата определяют его тип, сравнивают вес взвешенного летательного аппарата с критическим весом для данного типа летательного аппарата, при превышении веса летательного аппарата критического веса информируют об этом лицо, принимающее решение о взлете летательного аппарата, осматривают в автоматизированном режиме летательный аппарат на предмет наличия не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата, при обнаружении не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата информируют об этом лицо, принимающее решение о взлете летательного аппарата.

Кроме того, каждая из упомянутых групп датчиков включает в себя по меньшей мере два датчика для поколесного взвешивания летательного аппарата, разнесенные по трассе в направлении движения на величину менее минимально возможной длины взвешиваемого летательного аппарата.

Кроме того, принимают в качестве упомянутых измерительных показаний датчиков данной группы усредненные показания всех входящих в нее датчиков.

Кроме того, принимают в качестве упомянутых измерительных показаний каждого из датчиков данной группы показания соответствующего из датчиков этой группы при проезде по ней каждого из колес конкретного летательного аппарата, измеренные относительно показаний датчиков другой группы в упомянутой паре групп датчиков, измеренных в тот же момент времени.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий:

1. Распознают бортовой номер летательного аппарата, по номеру летательного аппарата определяют его тип.

2. Сравнивают вес взвешенного летательного аппарата с критическим весом для данного типа летательного аппарата, при превышении веса летательного аппарата критической величины информируют об этом лицо, принимающее решение о взлете летательного аппарата.

3. Осматривают в автоматизированном режиме летательный аппарат на предмет наличия не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата.

4. При обнаружении не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата информируют об этом лицо, принимающее решение о взлете летательного аппарата.

Заявляемый способ является результатом научно-исследовательской и экспериментальной работы.

На фиг.1 приведена функциональная схема устройства, реализующего заявленный способ.

Способ по настоящему способу может быть реализован в устройстве, в котором на рулежной дорожке 1 (условно показанной однополосной с направлением движения по стрелке 2) установлены две группы 3 и 4 датчиков, имеющие каждая по два датчика (взвешивающих устройства). На рисунке датчики первой группы 3 имеют ссылочные позиции 31 и 32, а датчики второй группы 4 имеют ссылочные позиции 41 и 42, причем датчики 31 и 41 являются первыми в соответствующей из групп 3 и 4 при отсчете в направлении 2 движения.

Группы 3 и 4 датчиков размещены на рулежной дорожке 1 на расстоянии R одна от другой по направлению движения, причем расстояние R не менее максимально возможной длины взвешиваемого летательного аппарата. К примеру, это расстояние R может превышать 25 м для рулежных дорожек, на которых разрешен проезд широкофюзеляжных летательных аппаратов.

Датчики 31 и 32 в первой группе 3 и датчики 41 и 42 во второй группе 4 размещены на рулежной дорожке на расстоянии L один от другого по направлению движения, причем расстояние L меньше минимально возможной длины взвешиваемого летательного аппарата. Например, это расстояние L может быть меньше 5 м.

Датчики (взвешивающие устройства) 31, 32, 41, 42, как правило, укладываются в дорожное полотно рулежной дорожки 1 в каждой полосе движения поперек направления 2 движения летательных аппаратов.

Перед каждым из датчиков 31, 32, 41, 42 может быть размещена индукционная петля 5. В принципе, такие индукционные петли 5 могут устанавливаться только перед первыми по направлению движения датчиками в каждой группе (т.е. перед датчиками 31 и 41). Каждая индукционная петля 5 служит для индикации наезда летательного аппарата на расположенный за ней датчик. Сигналы со всех датчиков обеих групп 3 и 4 и со всех индукционных петель 5 поступают в вычислительный блок 6.

Вблизи каждой из групп 3 и 4 датчиков установлены первое и второе считывающие средства 7 и 8. Каждое считывающее средство выполнено с возможностью считывать по меньшей мере одну из идентификационных меток летательного аппарата, например его бортовой номер. Такими идентификационными метками могут быть также радиоидентификационные метки (радиоидентификаторы, RFID), закрепляемые на летательных аппаратах. Помимо бортового номера первое считывающее средство 7 передает изображение летательного аппарата в вычислительный блок 6, где по бортовому номеру определяется тип летательного аппарата, а также осуществляется первичная обработка его изображения на предмет наличия не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата. Второе считывающее средство 8 осуществляет вторичную передачу изображения летательного аппарата в вычислительный блок 6, где оно обрабатывается и с учетом первичного изображения принимается окончательное решение о наличии не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата. При обнаружении не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата в вычислительном блоке 6 формируется сигнал тревоги, который доводится до лица, принимающего решение о взлете летательного аппарата.

При этом считывающее средство представляет собой, например, видеокамеру и (или) считыватель (ридер), выполнение которого позволяет считывать идентификационные метки соответствующего типа. При проезде летательного аппарата через первую в паре группу 3 датчиков расположенное рядом считывающее средство одновременно осуществляет фиксацию времени считывания.

Вычислительный блок 6 осуществляет необходимую обработку данных. Для этого вычислительный блок 6 может содержать соответственно запрограммированное процессорное средство (компьютер, процессор, контроллер и т.п.) и память для хранения данных, принятых от датчиков 31, 32, 41, 42, индукционных петель 5, а также от считывающих средств 7 и 8, и для хранения результирующих данных, полученных в результате обработки принятых данных.

При проезде летательного аппарата через группу 3 датчиков, расположенную первой в паре групп 3 и 4 датчиков на трассе 1, датчики 31, 32 этой группы 3 формируют сигналы, пропорциональные весу каждого колеса проезжающего летательного аппарата. Показания каждого из датчиков группы 3 при проезде по этой группе датчиков каждого из колес летательного аппарата запоминают в вычислительном блоке 6 в качестве первых измерительных показаний для данного аппарата. Точно так же показания каждого из датчиков группы 4 датчиков, расположенной вслед за группой 3 датчиков по направлению 2 движения, при проезде по этой группе датчиков каждого из колес того же самого летательного аппарата запоминают в вычислительном блоке 6 в качестве вторых измерительных показаний для этого аппарата. Затем в вычислительном блоке 6 определяют вес летательного аппарата и сравнивают его с критическим весом для данного типа летательного аппарата, при превышении веса летательного аппарата критического веса информируют об этом лицо, принимающее решение о взлете летательного аппарата.

Применение предлагаемого способа позволяет повысить безопасность полетов летательных аппаратов.

Источники информации

1. Патент РФ на изобретение №2466360, кл. G01G 19/07, 20.08.2012 г.

2. Патент РФ на изобретение №2494355, кл. G01G 19/00, 27.09.2013 г. (прототип).

1. Способ автоматизированного предполетного контроля летательного аппарата, заключающийся в том, что размещают на рулежной дорожке по меньшей мере одну дополнительную группу датчиков для поколесного взвешивания летательного аппарата на расстоянии от предыдущей группы по направлению движения не менее максимально возможной длины взвешиваемого летательного аппарата; запоминают, в качестве первых измерительных показаний, показания каждого из датчиков группы, размещенной первой по направлению движения на упомянутой рулежной дорожке в любой паре упомянутых групп датчиков, при проезде по ней каждого из колес конкретного летательного аппарата; запоминают, в качестве вторых измерительных показаний, показания каждого из датчиков группы, размещенной следующей по направлению движения на упомянутой трассе в упомянутой паре групп датчиков, при проезде по ней каждого из колес или каждой из осей упомянутого конкретного летательного аппарата, проехавшего перед этим по предыдущей группе датчиков в той же паре групп датчиков; находят средние значения первого и второго измерительных показаний, соответствующих конкретному колесу или оси автотранспортного средства, и принимают их в качестве результирующих показаний веса данного колеса или оси; вычисляют соответствующие корректирующие коэффициенты при сравнении показаний веса каждого колеса, измеренных каждым из датчиков группы или каждой из групп датчиков в полосе движения данного летательного аппарата, с найденными соответствующими средними значениями и используют вычисленные корректирующие коэффициенты для коррекции их показаний при взвешивании следующего летательного аппарата, отличающийся тем, что распознают бортовой номер летательного аппарата, по номеру летательного аппарата определяют его тип, сравнивают вес взвешенного летательного аппарата с критическим весом для данного типа летательного аппарата, при превышении веса летательного аппарата критической величины информируют об этом лицо, принимающее решение о взлете летательного аппарата, осматривают в автоматизированном режиме летательный аппарат на предмет наличия не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата, при обнаружении не закрытых лючков, не снятых заглушек, течи топлива или других жидкостей, обледенения планера летательного аппарата информируют об этом лицо, принимающее решение о взлете летательного аппарата.

2. Способ по п. 1, в котором каждая из упомянутых групп датчиков включает в себя по меньшей мере два датчика для поколесного взвешивания летательного аппарата, разнесенные по трассе в направлении движения на величину менее минимально возможной длины взвешиваемого летательного аппарата.

3. Способ по п. 1 или 2, в котором принимают в качестве упомянутых измерительных показаний датчиков данной группы усредненные показания всех входящих в нее датчиков.

4. Способ по п. 1, в котором принимают в качестве упомянутых измерительных показаний каждого из датчиков данной группы показания соответствующего из датчиков этой группы при проезде по ней каждого из колес конкретного летательного аппарата, измеренные относительно показаний датчиков другой группы в упомянутой паре групп датчиков, измеренных в тот же момент времени.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам отображения информации для облегчения пилотирования. Система содержит блок датчиков, выполненный с возможностью измерения текущей информации о полете в воздушном судне, блок автопилота, выполненный с возможностью получения информации, необходимой для полета воздушного судна по заданной траектории полета, и устройство для отображения, выполненное с возможностью отображения ситуации полета воздушного судна, и управляющее устройство, содержащее: блок получения заданного угла атаки, блок получения заданного угла скольжения, блок управления отображением.

Группа изобретений относится к визуальной индикации скорости противопожарного самолета-амфибии при заборе воды на глиссировании по водной поверхности. При использовании способа пилот информируется о соотношении текущей скорости и установленных для данного режима полета ее граничных значений с помощью условных цветов на блоке световых секций-табло.

Изобретение относится к устройству, предназначенному для защиты чувствительных зон, подверженных столкновениям с посторонними объектами, и касается защиты чувствительных зон летательного аппарата.

Изобретение относится к области средств безопасности и касается авиационных пассажирских и грузо-пассажирских рейсов. Система предотвращения чрезвычайных ситуаций (ЧС) на летательных аппаратах (ЛА) содержит систему управления полетом и черный ящик, видеокамеру, установленную на единице дистанционно-управляемого стрелкового оружия, с приводами, соединенными с дисплеем и пультом управления стрельбой.

Изобретение относится к области техники контроля авиационного двигателя, в частности к идентификации отказов и к обнаружению неисправных компонентов в авиационном двигателе.

Изобретение относится к области авиационного приборного оборудования. Способ формирования командного индекса для управления тягой двигателя самолёта включает в себя измерение текущей координаты и параметров движения самолета, введение этих параметров в вычислительное устройство, определение опорного значения полной энергии и удельной полной энергии, определение текущего значения полной и удельной полной энергии, сравнение величины опорной и текущей удельных энергий, определение и визуализацию ошибки управления полной энергией путем формирования подвижного директорного индекса на экране командного пилотажного прибора.

Изобретение относится к области средств безопасности, например при авиационных пассажирских и грузопассажирских рейсах, а также в кинотеатрах, зрительных залах, на выставочных комплексах, где имеет место большое скопление материальных и людских ресурсов.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете.

Изобретение относится к крепежной опоре для установки устройства наблюдения на шасси летательного аппарата (ЛА) и касается устройства блокировки колеса. Крепежная опора (1) для временной установки прибора (13) на колесо (8) ЛА или транспортного средства содержит два опорных элемента (2), соединенных между собой осью (4).

Группа изобретений относится к интегрированным комплексам бортового оборудования вертолета, в частности к системе визуализации полета и когнитивному пилотажному индикатору.
Изобретение относится к способу поиска приземлившегося беспилотного летательного аппарата (БЛА). При контакте БЛА с земной поверхностью автоматически активируется установленный на его борту маячковый передатчик, путем радиопеленгации которого определяют местоположение приземлившегося БЛА и осуществляют его розыск для последующей эвакуации. На борту БЛА дополнительно установлен блок светозвукового информирования, автоматически активирующийся в момент касания БЛА поверхности земли и выключающийся автоматически при подъеме БЛА на определенную высоту над поверхностью земли или вручную. Достигается сокращение времени поиска приземлившегося БЛА. 9 з.п. ф-лы.

Музыкально-акустический комплекс контроля высокоавтоматизированного летательного аппарата в испытательном полете содержит бортовую систему измерений полетных параметров, вычислитель, блок нормализации входных сигналов, настраиваемый генератор звуковых кодов, блок выбора и настройки характеристик параметров входных сигналов, блок гармонизации и озвучивания параметров. Вычислитель содержит блок АЦП, генератор звуковых кодов, динамик или наушники. Блок АЦП, блок нормализации входных сигналов, блок генератора звуковых кодов последовательно соединены. Блок нормализации входных сигналов бортовых измерений соединен с блоком выбора и настройки характеристик параметров и с блоком гармонизации и озвучивания параметров. Выключатель Р1 соединен с блоком формирования цифровых характеристик звука генератора звуковых кодов. Блок выбора и настройки соединен с панелью блока настройки. Блок гармонизации через выключатель Р2 соединен с блоком памяти с настройками, который через выключатель Р3 соединен с блоком формирования цифровых характеристик звуков. Достигается информационное обеспечение пилота с помощью музыкальной интерпретации полетных параметров. 3 ил.

Изобретение относится к сбрасывающему устройству для отделения сбрасываемого бортового самописца. Сбрасывающее устройство содержит разъединяющее устройство с герметичным корпусом, в который ввинчен выбрасывающий стержень. Выбрасывающий стержень посредством байонетного замка соединен с возможностью разъединения с бортовым самописцем. При этом байонетный замок может быть разъединен посредством приложения нагрузки с помощью выбрасывающего стержня. Разъединяющее устройство содержит генератор газового давления. Внутри разъединяющего устройства расположен клапан, который при ввинченном выбрасывающем стержне допускает гидродинамическое соединение между выходом генератора газового давления и выбрасывающим стержнем, а при вывинченном выбрасывающем стержне прерывает гидродинамическое соединение. Достигается создание устройства, безопасного при отгрузке, транспортировке, хранении и монтаже. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к защитным устройствам летательных аппаратов. Устройство содержит навигационную системы, систему сигнализации, базу данных, содержащую информацию относительно взлетно-посадочной, ЭВМ, блок связи с бортовым оборудованием, блок управления механизмом блокировки рычага управления реверсом тяги и блок связи с автоматом управления тягой. В ЭВМ введен блок вычисления текущего отрицательного ускорения и потребной для остановки дистанции, соединенный на входе с блоком связи с бортовым оборудованием. В ЭВМ введен блок отключения блокировки рычага управления реверсом тяги двигателей. Вход реверса соединен с выходом блока вычисления текущего отрицательного ускорения и потребной для остановки дистанции для текущих значений скорости и ускорения. Выход реверса соединен с управляющим входом ключа, вход которого соединен с выходом блока расчета фактической дистанции до торца взлетно-посадочной полосы и сравнения ее с потребной для остановки дистанцией. Выход ключа соединен со входами системы сигнализации, блока управления механизмом блокировки рычага управления реверсом тяги и блока связи с автоматом управления тягой. Технический результат заключается в повышении надежности двигателей. 1 ил.

Изобретение относится к способам контроля и регистрации параметров полета самолета или вертолета. Способ контроля параметров полета наземным регистратором заключается в передаче видеоизображения приборной доски самолета на командный пункт управления, причем передачу видеосигнала осуществляют на заранее выделенных и зарегистрированных радиочастотах. При этом в кабине пилотов на бортовом держателе жестко устанавливают смартфон таким образом, чтобы его объектив обеспечивал на экране смартфона изображение приборной доски, положение командно-контрольных органов самолета, а также положение и действие пилотов. Для регистрации речевой информации экипажа используют микрофон смартфона. Одновременно видео и звуковой сигналы со смартфона передают с помощью спутниковой, сотовой мобильной связи на наземный регистратор, где осуществляют видео и аудиозапись параметров полета от взлета до посадки самолета, затем видео и аудиозаписи наземного регистратора используют для технического анализа результатов полета в случае аварийной ситуации или поиска самолета при внеаэродромной посадке, а также исчезновения его с экранов радиолокатора наземной авиадиспетчерской службы. Достигается возможность контроля параметров полета наземным регистратором в режиме реального времени. 5 ил.

Изобретение относится к способам индикации летчику положения летательного аппарата (ЛА) при посадке на корабль. Определяют взаимное положение ЛА и корабля с помощью глобальной или корабельной системы позиционирования и бортовой цифровой вычислительной машины. Формируют и отображают на индикаторе на лобовом стекле или на многофункциональном индикаторе в кабине увеличенные изображения виртуального корабля и виртуальной оптической системы посадки для определения отклонений по высоте относительно глиссады и бокового относительно оси посадочной палубы до момента достижения зоны наблюдаемости штатной реальной оптической системы посадки. При этом увеличение зависит от дальности до корабля и может регулироваться летчиком. Осуществляют управление ЛА с помощью рычагов управления так же, как на близком расстоянии от корабля. Обеспечивается безопасность посадки ЛА на малоразмерную посадочную полосу корабля. 4 ил.

Летающее устройство состоит из четырехколесной автомашины с установленным на нее жестким крылом, рулем направления полета в горизонтальной плоскости. Четырехколесная автомашина оборудована четырьмя датчиками давления колес на дорогу, а жесткое прямоугольное крыло выполнено несъемным, с малым удлинением, установлено выше крыши автомашины с зазором между нижней поверхностью крыла и крышей автомашины и снабжено механизацией крыла: двумя предкрылками, двумя закрылками, стабилизаторами, и реактивным движителем, работающим от генератора автомашины. Изобретение направлено на расширение эксплуатационных возможностей устройства. 7 ил.

Изобретение относится к защитным устройствам летательного аппарата. Способ снижения радиолокационной заметности летательного аппарата заключается в размещении антенны головки самонаведения в герметичной полости радиопрозрачного обтекателя, заполнении полости плазмообразующей газовой смесью давлением 1-100 кПа и введении пучка электронов в плазмообразующую газовую смесь с образованием поглощающего плазменного объема. Полет летательного аппарата осуществляют на высоте с давлением окружающей среды меньше величины давления газовой смеси в полости обтекателя. В процессе полета обеспечивают дополнительную подачу плазмообразующей газовой смеси в полость обтекателя с учетом степени его герметичности. Изобретение направлено на уменьшение необходимой степени герметичности переднего обтекателя при сохранении эффективной поверхности рассеяния. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат - повышение быстродействия системы. Система содержит: модуль идентификации базового адреса данных эксплуатации воздушных судов авиакомпании; модуль идентификации относительного адреса данных эксплуатации воздушных судов одного типа; модуль селекции адреса параметров класса особых ситуаций (ОС); модуль вызова подпрограммы вычисления обратного значения суммарного налета; модуль регистрации параметров класса ОС; модуль селекции класса ОС без инцидентов; модуль селекции базового адреса параметров подклассов класса ОС; модуль распознавания ветви процедуры вычисления вероятностей возникновения ОС; модуль принятия решения об уровне безопасности полетов по суммарным вероятностям классов ОС; модуль принятия решения об уровне безопасности полетов по сигнальным вероятностям классов ОС; модуль идентификации сигнальных вероятностей подклассов класса ОС; модуль принятия решения об уровне безопасности полетов по сигнальным вероятностям подклассов класса ОС; модуль контроля завершения процедуры анализа массива подклассов класса ОС; и модуль контроля завершения процедуры анализа массива классов ОС. 15 ил., 4 табл.

Группа изобретений относится к области авиации, а именно к поиску черного ящика. Система черного ящика содержит черный ящик, который размещен внутри выбрасывающего устройства. Первый лючок, первый автоматический замок, третья и четвертая пружины расположены на одной стороне выбрасывающего устройства. Первая пружина размещена в первой канавке, которая выполнена на внутренней стороне первого лючка. Первый автоматический замок соединен с первым лючком для управления открытием первого лючка. Третья и четвертая пружины выполнены с возможностью откидывания первого лючка от выбрасывающего устройства при открытии первого автоматического замка. Способ подводного поиска черного ящика с использованием системы включает операции: ожидание 30 секунд после отключения системы GPS, определение датчиком давления значения давления воды на глубине, определение положения черного ящика, открытие первого или второго лючка с помощью микропроцессора, включение радиомаяка после выброса через первый или второй лючки, включение системы GPS. Достигается облегченная возможность нахождения черного ящика под водой после крушения самолета. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх