Музыкально-акустический комплекс контроля высокоавтоматизированного летательного аппарата в испытательном полете



Музыкально-акустический комплекс контроля высокоавтоматизированного летательного аппарата в испытательном полете
Музыкально-акустический комплекс контроля высокоавтоматизированного летательного аппарата в испытательном полете
Музыкально-акустический комплекс контроля высокоавтоматизированного летательного аппарата в испытательном полете

 


Владельцы патента RU 2549298:

Открытое акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" (RU)

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 авиационной технике, в частности к музыкально-акустическому комплексу контроля высокоавтоматизированного ЛА в испытательном полете, выдающему летчику звуковые сигналы, и предназначено для оценки летчиком-испытателем особенностей высокоавтоматизированного ЛА на основе сонификации (звукового преобразования) параметров взаимодействия «летчик-самолет» с использованием возможностей слухового анализа многомерных данных, организованных в виде музыкального текста.

Уровень техники.

Одним из результатов автоматизации полета является трансформация информационного взаимодействия «летчик-самолет», затрудняющая поддержание летчиком адекватного «образа полета», в том числе обеднение потока неинструментальных сигналов - отсутствие шумов от работающих систем, плавность реакций ЛА благодаря автоматике, ухудшающее осведомленность летчика об особенностях маневров ЛА. Кроме этого существует проблема чрезмерной загруженности визуального канала летчика приборной информацией.

Перспективы совершенствования информационного обеспечения летчика в полете связаны с сонификацией (озвучиванием) данных. Данное научно-техническое направление, методологически оформившееся в 1990-е годы, основывается на психофизиологических и психологических закономерностях слухового восприятия человека. Ранние примеры практической реализации неречевых звуковых индикаторов - азбука Морзе, счетчик Гейгера, сонары (аудиорадары), аудиотермометр.

Методология сонификации (озвучивания) данных используется в задачах контроля и анализа результатов физических экспериментов, в анализе метеорологической информации и сейсмологических процессов, в задачах контроля физиологических параметров, в средствах улучшения пространственной ориентировки людей с пониженным зрением, в финансовой сфере. На борту летательных аппаратов проводятся эксперименты с аудиодисплеями, среди которых акустические системы предупреждения, сонификация элементов приборной доски, прежде всего пространственные аудиодисплеи (Spatial auditory display), озвучивание «событий» механической обратной связи при воздействии летчика на органы управления (включение системы, перемещение рулей и т.д.).

В качестве научных оснований для внедрения аудиодисплеев в систему информационного обеспечения летчика наряду с визуальными форматами отображения информации выступают следующие причины:

- перераспределение части информационного потока на слуховой канал человека-оператора способно разгрузить зрительный канал,

- дублирование информации в слуховом и зрительном каналах повышает вероятность правильного восприятия информации,

- звук быстрее привлекает внимание,

- слух отличается восприимчивостью к малым изменениям параметров; так, к примеру, на слух улавливается колебание частоты звука на 0.2%, ухо также хорошо различает отклонения во временной области (деформация ритма, параметры переходного процесса при изменении высоты звука, определяющие тембр звука);

- слух работает постоянно, то есть нет перерывов, характерных для зрительного восприятия (моргание, закрытые глаза, поворот головы и т.д.),

- слуховое восприятие «сводит» в единый звуковой поток звуки различной природы от источников со всех сторон;

- музыкальный слух легко улавливает в звуковом потоке циклы, ритмы, структуры (паттерны), сложная корреляция параметров.

Существует три основных подхода к озвучиванию многомерных данных в реальном времени: 1) изменение отдельных характеристик звучания (воспроизведения) выбранного музыкального произведения (композиции); 2) конструирование сложного звукового объекта, параметры которого (высота, тембр, темп, громкость и т.д.) соответствуют параметрам массива данных; 3) полифоническое представление взаимосвязи параметров в динамике, где за каждым параметром закрепляется особый тембр, а диапазон значений параметра ставится в соответствие некоторому звуковысотному интервалу.

Наименее разработанным в методологии сонификации многомерных данных является эстетический аспект (аспект музыкальной интерпретации звукового потока). Под музыкальной сонификацией данных в настоящее время понимается несколько подходов к озвучиванию информационных потоков:

1) использование музыкальных (инструментальных и синтезированных) тонов вместо чистых тонов (без тембровой окраски);

2) выбор музыкального произведения и изменение его звучания в соответствии с изменившейся ситуацией;

3) гармонизация звукового потока - в соответствии с правилами аккордовой или полифонической гармонизации мелодий.

Актуальность проблемы музыкальной сонификации данных для слухового контроля процессов в реальном времени заключается не только в эмоциональной реакции человека на отсутствие гармонии в акустической среде, в быстрой утомляемости, но и в блокировке значимых механизмов собственно музыкального восприятия, отвечающих за выделение сложных закономерностей и корреляций параметров.

Известны способ и система акустической обратной связи функционирования летательного аппарата (Патент US7181020 B1 - Audio feedback regarding aircraft operation. Riley V.A. Honeywell International, Inc. Дата публикации 20 фев. 2007. Дата подачи заявки 23 авг. 2000). Система предназначена для поддержания ситуационной осведомленности пилотов в высокоавтоматизированных кабинах, в которых отсутствует звуковая информация о работе бортовых систем и о действиях системы автоматического управления (САУ). В качестве примера, требующего обеспечения обратной связи, приведено устройство автомата тяги на самолете А-320, при котором рычаг управления двигателем остается неподвижным и единственным свидетельством того, что автоматика посылает сигналы двигателям, остается индикатор оборотов двигателя. Сущность способа состоит в усилении звуков отклоняющихся рулей управления и средств механизации с помощью установленных на их поверхностях микрофонов, в свою очередь, «события», не имеющие звукового выражения (например, перемещение топлива), представлены синтезированными звуками. Акустические сигналы анализируются на основе «психоакустической модели» для осуществления настройки - выбора высоты звука, стереоэффекта (правый-левый наушник), амплитудной (громкость) и спектральной характеристик (фильтр низких и высоких частот) звука. Микшированный звук подается на наушники или на вход громкоговорителя. Психоакустическая модель, положенная в основу алгоритмов анализа акустических параметров, описывает чувствительность уха к звукам различной частоты, показывает, насколько близко в частотном отношении могут располагаться одновременно слышимые звуки, позволяет определить, не будет ли сильный звук маскировать более слабый звук при конкретном различии в громкости.

Основными недостатками вышеназванной системы акустической обратной связи функционирования ЛА является, во-первых, отсутствие звукового эквивалента работы рычагов управления, необходимых для оценки схем взаимодействия «летчик-самолет», во-вторых, не решена проблема организации звукового потока в формах, удобных для восприятия, в частности соединения усиленных через микрофоны естественных звуков и синтезированных звуков.

Известна система «аудиоавиагоризонта», предназначенная для облегчения пространственной ориентировки пилота и построенная на модуляции записи музыкальной композиции при воспроизведении (Douglas S. Brungart, Brian D. Simpson (2008). Design, validation, and in-flight evaluation of an auditory attitude indicator based on pilot-selected music/In: Proceedings of the 14th International Conference on Auditory Display, Paris, France June 24-27, 2008), которая была разработана на авиабазе Райт-Паттерсон (Air Force Research Laboratory). Музыкальная композиция с диска конвертировалась в файл формата WAV, который в процессе обработки дополнялся информацией о тангаже и крене самолета. Полученный файл проигрывался в стереорежиме в испытательном полете. Крен обозначался ослаблением звукового сигнала на одном из наушников - с той стороны, с которой понимается крыло самолета. Величина крена ассоциировалась с громкостью. Величина тангажа отображалась усилением низкочастотной составляющей звукового сигнала, если нос самолета опускался вниз, и, наоборот, в сигнале преобладала высокочастотная составляющая, если тангаж был положительный. Гармонический фильтр был настроен на 350 Гц и 2500 Гц соответственно.

Недостатками предложенной системы является ограниченность акустического отображения полетной ситуации параметрами углового положения самолета, а также условность (искусственность) отображения динамики озвучиваемого параметра, требующая заучивания. Основной ограничением на принципы сонификации параметров полета в данной системе выступал выбор в качестве носителя информации готового музыкального отрывка, второстепенные параметры воспроизведения которого менялись в соответствии с изменением величины конкретного полетного параметра.

Известны система и способ музыкальной сонификации финансовых данных в реальном времени (United States Patent 7135635. System and method for musical sonification of data parameters in a data stream. Childs, E. P., Tomic, S. (Accentus, LLC). Дата публикации 11/14/2006. Дата подачи заявки 04.07.2005). Под музыкальной интерпретацией (musical rendering) звукового потока здесь подразумевается, прежде всего, использование равномерно темперированной шкалы тонов и полутонов для передачи значимых изменений контролируемых параметров. В качестве одного из способов гармонизации предложено к звуковысотному профилю первого параметра пристраивать две ноты, образующие с ним созвучие; их консонантное звучание в виде трели представляет второй параметр, значение которого пропорционально частоте варьирования второго и третьего звука. Предложенный способ не предусматривает способов обеспечения гармонического звучания многомерного массива данных, ориентирован на представление финансовых показателей, отличающихся по динамике от параметров полета, и использует «непрямые» аналогии между изменением параметра и его звуковым эквивалентом, что требует специального заучивания.

В качестве ближайшего аналога выбран способ №2154596 C2 от 20.08.2000 «Способ звуковой индикации параметров предпосадочного снижения гидросамолета или самолета для обеспечения посадки в условиях плохой видимости» (Калюжный Г.Г. Таганрогский АНТК им. Г.М. Бериева. 30.06.1998), заключающийся в выдаче летчику предупреждающего звукового сигнала о снижении ЛА над поверхностью. При снижении ЛА ниже заданного порога летчику подают звуковые сигналы, отражающие значение высоты, причем каждому значению высоты присвоен свой комбинированный звуковой код, соответствующие направлению и величине вертикальной скорости. Возможность в условиях плохой видимости получать в параметрах движения самолета, не прерывая наблюдения за внекабинным пространством. При снижении ЛА до высоты 15 м и ниже производится непрерывная индикация высот - уменьшение высоты приводит к сокращению временных интервалов между временными импульсами и повышению частоты звука сигнала. При полете на постоянной высоте в диапазоне высот от 0 до 15 м звуковые сигналы выдаются с одинаковым временным интервалом и на одинаковой высоте.

Основными недостатками предложенного способа звуковой индикации параметров полета, являющегося разновидностью «пространственного аудиодисплея», являются, во-первых, то, что озвучиваются только параметры снижения самолета, во-вторых, не предусмотрены способы обеспечения музыкального звучания параметров. Существует также необходимость заучивать «язык сигналов», заложенный в звуковом кодировании.

Технический результат изобретения состоит в повышении безопасности и эффективности контроля высокоавтоматизированного ЛА в испытательном полете на основе предоставления летчику в полете текущих значений полетных параметров и определения особенностей функционирования высокоавтоматизированного ЛА на основе озвучивания параметров, определенных по правилам преобразования величины входного сигнала в соответствующую ему высоту звука с учетом подобранного тембра звука, обеспечивающие музыкальное звучание акустического потока на выходе комплекса, и дополнительной звуковой информации, (которая)

во-первых, определяющей правила преобразования величины входного сигнала в соответствующую ему высоту звука с учетом подобранного тембра звука, обеспечивающую музыкальное звучание акустического потока на выходе комплекса;

во-вторых, не использует набора условных звуковых сигналов (типа азбуки Морзе), требующего запоминания;

в-третьих, имеет музыкальное звучание, позволяющее на слух выявлять сложные закономерности в озвучиваемых многомерных данных.

Указанный технический результат достигается тем, что в музыкально-акустическом комплексе контроля высокоавтоматизированного ЛА в испытательном полете, выдающем летчику звуковые сигналы, преобразованные из текущих значений полетных параметров, включающем систему бортовых измерений, имеющий вход от системы бортовых измерений вычислитель, содержащий блок аналого-цифровой преобразователь (АЦП), генератор звуковых кодов, динамик или наушники, дополнительно введены блок нормализации входных сигналов, настраиваемый генератор звуковых кодов, осуществляющий музыкальную сонификацию (звуковое преобразование) параметров взаимодействия «летчик-самолет», например воздействия летчика на органы управления, реакции ЛА в виде отклонения рулевых поверхностей и других реакции ЛА в виде изменения параметров движения ЛА, на принципах звуковысотного кодирования величины входного сигнала, выполненный в виде настраиваемого блока формирования цифровых характеристик звуков, соединенного со звуковой платой, а также введены блок выбора и настройки характеристик параметров входных сигналов, блок гармонизации озвучивания параметров. При этом блок АЦП, блок нормализации входных сигналов, блок генератора звуковых кодов последовательно соединены. Второй выход блока нормализации входных сигналов бортовых измерений через последовательно соединенные блок выбора и настройки характеристик параметров, блок гармонизации озвучивания параметров, выполненный с возможностью определять правила преобразования величины входного сигнала в соответствующую ему высоту звука с учетом подобранного тембра звука, обеспечивающие музыкальное звучание акустического потока на выходе комплекса, выключатель Р1 соединен со вторым входом блока формирования цифровых характеристик звука генератора звуковых кодов. Вход - выход блока выбора и настройки соединен с панелью блока настройки, второй выход блока гармонизации через выключатель Р2 подключен к блоку памяти с настройками, связанный через выключатель Р3 с третьим входом блока формирования цифровых характеристик звуков.

Описание чертежей.

На фиг.1 показана блок-схема музыкально-акустического комплекса для испытательных полетов.

На фиг.2 изображен состав передней и боковых панелей управления блока выбора и настройки характеристик озвучивания параметров.

На фиг.3 изображен состав верхней панели управления блока выбора и настройки характеристик озвучивания параметров.

Система содержит:

Вычислитель 1, имеющий вход от системы бортовых измерений 2 и выход на наушники или динамик 7, блок АЦП 3, блок нормализации входных параметров 4, имеющий выход на блок формирования цифровых характеристик звука 5 и блок выбора и настройки характеристик озвучивания параметров 8 с панелью управления 10; настраиваемый генератор звуковых кодов 37, включающий последовательно соединенные блок формирования цифровых характеристик звука 5 и цифровую плату 6, блок выбора и настройки характеристик озвучивания параметров 8, соединенный через блок гармонизации озвучиваемых параметров 9, выключатель Р1 (11), со вторым входом блока формирования цифровых характеристик звука 5, выключатель Р2 (13) и кнопка возвращения к заданным настройкам 14, хранящимся в блоке памяти 12, связаны через выключатель Р3 с блоком гармонизации и с третьим входом блока формирования цифровых характеристик звука 5.

Левая боковая панель корпуса 29 (см. фиг.2) содержит разъемы 30 для ввода данных от системы бортовых измерений (СБИ).

Правая панель корпуса 16 (фиг.2) имеет выход на динамик (наушники) 15, а также кнопку восстановления исходных настроек 14.

Передняя панель корпуса (фиг.2) включает средства индикации и регулирования, используемые в режиме настройки музыкально-акустического комплекса как перед полетом, так и в полете. При отсутствии необходимости настройки комплекса в полете передняя панель управления, за исключением кнопки включения 28, прикрывается откидной крышкой 23. На передней панели 24 расположены: кнопка включения комплекса 28, индикатор номера настраиваемого параметра 26, индикатор текущей частоты озвучиваемого параметра 27, кнопка озвучивания 22 и регулятор частоты звучащего тона (высоты звука) 25, кнопка одновременного озвучивания ансамбля параметров 21; кнопки 19 выбора положения «опорных точек» Т1 и Т2 для анализа, индикаторы нахождения режима настройки в «опорной точке» 20; средства коррекции исходных настроек в полете - рычажок регулировки звуковысотным диапазоном (ЗВД) 18 сонификации параметра и рычажок регулировки регистра звуковысотного диапазона 17.

Верхняя панель управления блоком настройки (фиг.3) используется в предполетной настройке комплекса; в полетных условиях верхняя панель закрывается по принципу ноутбука - дисплей 31 опускается, закрывая наборное поле панели управления. Наборное поле верхней панели управления блока настройки включает: кнопки-лампы 32 для выбора входных параметров (режимы «включено», «выключено», «настройка» с проблесковой индикацией), клавиатуру 36 для выбора номера тембра с клавишей ввода данных в систему 35, кнопку прослушивания выбранного тембра звучания 33, кнопку запоминания настроек 3.

Предусмотрено три основных режима работы комплекса.

1. Режим предполетной настройки, выполняемый экспертом (музыкантом) совместно с летчиком по записям тестовых режимов. 2. Режим музыкально-акустического контроля ЛА в полете, использующий заданные настройки. 3. Режим коррекции исходных настроек в полете, выполняемый летчиком.

В режиме настройки комплекса использован следующий подход к музыкальной сонификации динамики параметров взаимодействия «летчик-самолет».

Основным принципом сонификации выбран принцип звуковысотного кодирования - соответствие изменения высоты звука (частоты тона) изменению величины входного сигнала.

Музыкальное качество озвучивания параметров придается наличием тембра у звука (вместо чистого тона определенной высоты), гармонизацией озвученных параметров.

Результат гармонизации - установление гармоничных созвучий в «опорных точках».

В отличие от задач гармонизации мелодии, встречающихся в музыкальной практике, при сонификации динамики многомерных данных необходимо гармонизировать «матрицы мелодий» - в них заданы пропорции изменения значений параметров, а также временные характеристики этих изменений (ритмический рисунок).

Средства гармонизации «матриц мелодий».

Средства гармонизации ограничены подбором следующих характеристик сонификации:

- управление звуковысотным диапазоном (ЗВД) озвучивания параметра, измеряемым в количестве полутонов (сжатие-растяжение),

- управлением регистра ЗВД - положения данного диапазона на полной звуковысотной шкале (частоты нижней и верхней границы ЗВД). К примеру, полная шкала сонификации - 5 октав, ЗВД=1 октаве (12 полутонов), на полной шкале частот ЗВД может располагаться с ноты Ля малой октавы по Ля первой октавы, или же с ноты До второй октавы по До третьей октавы.

Кроме того, для улучшения качества звучания, включая разборчивость отдельных «голосов» (озвучиваемых параметров) в звуковом потоке, подбирается тембр из стандартных библиотек цифровых образцов звуков или набора сконструированных звуковых объектов (sound design).

Выбор «опорных точек» для гармонизации. В музыке гармонизация (согласование одновременно звучащих нот по высоте) приходится, как правило, на сильные метрические доли. Сильные (ударные) доли в мелодии одного «голоса» (озвученного параметра) обычно выделяются длительностью ноты, силой звука, а также скачком в мелодии - большим интервалом между двумя соседними нотами.

В полетных записях выбираются участки, где происходит координированное изменение всех выбранных для сонификации параметров. Будем считать, что «главную мелодию» задают действия летчика, тогда эквиваленты «опорных точек» приходятся на максимальные отклонения основных органов управления - например, отклонение рычага управления самолетом (РУС) по тангажу на себя и от себя при вводе и выводе из режима набора высоты.

Музыкально-акустический комплекс работает следующим образом.

В режиме предполетной настройки:

Формируется перечень тестовых маневров с координированным изменением заданных групп параметров взаимодействия «летчик-самолет». Например, маневр, требующий работы рычагом управления самолетом ((РУС) по крену и тангажу, педалями и рычагом управления двигателем (РУД).

Выполняется полет по программе. Полетные данные скачивают с бортовой системы измерений на автономный носитель.

Музыкально-акустический комплекс подключается к СБИ на борту летающей лаборатории, или в разъем 15 на левой боковой панели 16 (фиг.2) комплекса вставляется внешний носитель с записями СБИ.

С помощью элементов верхней панели управления (фиг.3) блока настройки 8 эксперт выбирает озвучиваемые параметры и назначает им тембр.

Данные поступают через АЦП 3 (фиг.1) в блок нормализации 4 (фиг.1), где каждый сигнал преобразуется в величину, соответствующую процентному значению от диапазона этого параметра.

Полученная от блока нормализации «матрица мелодий» состоит из динамики координированного изменения параметров, сначала озвучивается на основе коэффициента прямого («немузыкального») преобразования (КПП) величины входного сигнала в частоту звука. КПП получается из соответствия 100% диапазона параметра полной частотной шкале сонификации, например с 440 Гц до 15000 Гц.

Для параметра - pn вычисляется коэффициент прямого преобразования (КПП) и текущее значение частоты звука fn:

, где Un - нормализованное (в процентах от диапазона значений) текущее значение параметра pn, ΔUnзад - минимальное значимое изменение параметра pn, Fmax и Fmin - максимальное и минимальное значение частоты на полной частоты на шкале сонификации.

.

Для проведения первого цикла сонификации информационного потока с коэффициентом КПП блок гармонизации 9 посылает первый коэффициент КПП и номер тембра для всех выбранных параметров в блок формирования цифровых характеристик звука 5. На основе блок формирования цифровых характеристик звука 5 «развертывает» «матрицу мелодии» для каждого параметра pn по формуле (2).

Полученная цифровая характеристика ансамбля звуков, соответствующих выбранным параметрам, обрабатывается звуковой платой 6, и результат в форме акустического потока выводится на наушники 7.

Эксперт прослушивает озвученную запись, нажимая на двухпозиционные кнопки 19 (фиг.2) на передней панели управления для прокрутки записи, затем по дисплею 31 на верхней панели управления (фиг.3) блока настройки останавливает метку в первой «опорной точке» Т1 верхней кнопкой 19 на передней панели управления 24.

С помощью регулятора частоты звука 25 (фиг.2) на передней панели управления эксперт поочередно ноту за нотой согласовывает звучание аккорда в Т1, переключая соответствующие параметры в режим настройки кнопками-лампами 32 на верхней панели управления (фиг.3). По достижении результата нажимается кнопка запоминания 34 на верхней панели управления (фиг.3). Результат настройки (гармоничное соотношение частот звуков) отправляется в блок гармонизации звукового потока 9, где по аналогичной формуле (2) пересчитывается коэффициент прямого преобразования величины сигнала (КПП1). На основе пересчитанного коэффициента КПП1 производится второй цикл сонификации. Для этого коэффициент КПП1 приходит в блок формирования цифровых характеристик звука 5 (фиг.1) и через звуковую плату 6 приходит в наушники 7.

Эксперт гармонизирует озвучиваемые параметры во второй «опорной точке» Т2 в том же порядке, описанном выше.

Соотношение частот озвучиваемых параметров в точках Т1 и Т2 анализируется в блоке гармонизации 9. Вычисляется весовой коэффициент полутона ΔUNn - величина изменения входного параметра, которое должно вызывать повышение звука на полтона. Определяются нижняя fnmin и верхняя fnmах границы частот для озвучивания каждого параметра pn.

Результаты вычислений поступают из блока гармонизации 9 в блок формирования цифровых характеристик звука 5. Там значения ΔUNn, fnmin используются в формуле преобразования «матрицы мелодий», поступающей из блока нормализации входных сигналов 4:

, где

, a Un (ti) и Unmin есть текущее и минимальное значение параметра pn.

Формула (3) выведена из эмпирического факта, что при повышении тона на октаву (на 12 полутонов) происходит удвоение частоты звука (Порвенков В.Г. Акустика и настройка музыкальных инструментов. М., 1990.)

В испытательном полете летчик может воспользоваться полученными настройками для слухового контроля ЛА (выявления изменения реакции ЛА, особенности работы автоматики на различных режимах и т.д.). Панели управления закрываются летчиком.

Перед полетом музыкально-акустический комплекс подключается к системе бортовых измерений. В полете летчик включает комплекс кнопкой 28 (фиг.2) и далее работает при закрытых панелях управления блока настройки.

В режиме коррекции заданных настроек сонификации параметров взаимодействия перед полетом летчик открывает верхнюю панель управления выбирает параметр для коррекции с помощью верхней панели управления блока настройки (фиг.3), закрывает верхнюю панель, открывает крышку 23 передней панели управления 24 блока настройки.

В ходе полета летчик регулирует звуковысотный диапазон (ЗВД) озвучивания выбранного параметра (сужает, расширяет), сдвигает ЗВД в другой регистр (выше, ниже), пользуясь соответственно кнопками 18 и 17 на передней панели управления 24. Для возвращения к заданным настройкам летчик нажимает кнопку 14 на правой боковой панели управления блока настройки.

Музыкально-акустический комплекс является элементом информационного обеспечения испытательных полетов; он может быть использован как средство послеполетного анализа, позволяющее сравнивать различные объекты управления. Общее назначение комплекса - поддержание «образа полета» при управлении высокоавтоматизированным ЛА, привлекающее внимание летчика к особенностям функционирования самолета, включая вклад автоматики в воспринимаемую летчиком реакцию ЛА на управляющее действие и взаимосвязь полетных параметров.

Предложенный музыкально-акустический комплекс может также служить исследовательским стендом для формирования принципов сонификации параметров полета и создания музыкального интерфейса информационно-управляющей системы перспективных ЛА, решающего задачу автоматической музыкальной интерпретации (гармонизации) акустического информационного потока на основе модели знаний композитора (аранжировщика), включая возможность учета индивидуальных музыкальных предпочтений летчиков.

Музыкально-акустический комплекс контроля высокоавтоматизированного летательного аппарата в испытательном полете, выдающий летчику звуковые сигналы, преобразованные из текущих значений полетных параметров, включающий бортовую систему измерений, имеющий вход от системы бортовых измерений вычислитель, содержащий блок АЦП, генератор звуковых кодов, динамик или наушники, отличающийся тем, что дополнительно введены блок нормализации входных сигналов, настраиваемый генератор звуковых кодов, осуществляющий музыкальную сонификацию (звуковое преобразование) параметров взаимодействия «летчик-самолет» на принципах звуковысотного кодирования величины входного сигнала, выполненный в виде настраиваемого блока формирования цифровых характеристик звуков, соединенного со звуковой платой, а также введены блок выбора и настройки характеристик параметров входных сигналов, блок гармонизации озвучивания параметров, при этом блок АЦП, блок нормализации входных сигналов, блок генератора звуковых кодов последовательно соединены, второй выход блока нормализации входных сигналов бортовых измерений через последовательно соединенные блок выбора и настройки характеристик параметров, блок гармонизации озвучивания параметров, выполненный с возможностью определять правила преобразования величины входного сигнала в соответствующую ему высоту звука с учетом подобранного тембра звука, обеспечивающие музыкальное звучание акустического потока на выходе комплекса, выключатель Р1 соединен со вторым входом блока формирования цифровых характеристик звука генератора звуковых кодов, а вход-выход блока выбора и настройки соединен с панелью блока настройки, второй выход блока гармонизации через выключатель Р2 подключен к блоку памяти с настройками, связанный через выключатель Р3 с третьим входом блока формирования цифровых характеристик звуков.



 

Похожие патенты:
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.

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.

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 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.

Группа изобретений относится к противобликовому козырьку и приборной панели, оборудованным устройством аварийного наблюдения. Козырек включает в себя противобликовый козырек в кабине и отсек, утопленный в противобликовом козырьке. Панель содержит отсек, встроенный в приборную панель. Внутри отсека расположен нагнетатель воздуха. Надувная первая оболочка, изготовленная из воздухонепроницаемого материала и имеющая расширенную форму при развертывании и спущенную форму, когда она не используется, соединена трубчатым воздушным каналом с нагнетателем воздуха. Первая оболочка, когда она находится в спущенном виде, хранится в отсеке. Первый и второй прозрачные элементы, расположенные соответственно на первом и втором концах оболочки, обеспечивают возможность пользователю видеть через первую оболочку при ее расширении и наблюдать источник информации на удаленном конце первой оболочки при появлении дыма или других твердых частиц в окружающей среде. Переключатель, функционально связанный с нагнетателем воздуха, для приведения его в действие и надувания первой оболочки при развертывании. Обеспечивается возможность аварийного наблюдения оператором за приборами или другими источниками воспроизведения информации для безопасной посадки самолета после появления дыма и/или взвеси твердых частиц в воздухе кабины. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 14 ил.
Наверх