Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата

Авторы патента:


Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата
Летательный аппарат и способ отображения визуальной информации, связанной с параметрами полета, для оператора летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2613653:

АГУСТАУЭСТЛЭНД С.п.А. (IT)

Изобретение предназначено для использования в летательном аппарате в условиях ограниченной видимости, в частности, при выполнении спасательных операций, операций вблизи земли и т.д. Летательный аппарат содержит лобовое стекло (50), расположенное на передней стороне летательного аппарата, край которого (55) определяет зону (49) визуализации, видимую оператором, и отображающее средство (58), выполненное с возможностью отображения визуальной информации (20, 25), относящейся к параметрам полета, в пределах зоны визуализации (49). Визуальная информация содержит первое изображение (25), связанное с ориентацией летательного аппарата относительно земли и содержащее линию, параллельную линии горизонта (26). Указанная линия является видимой для пилота на панели (7), когда летательный аппарат наклонен относительно горизонтальной плоскости так, что нос находится на более высокой высоте, чем рулевой винт. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату.

Настоящее изобретение также относится к способу отображения визуальной информации, связанной по меньшей мере с одним параметром полета, для оператора летательного аппарата.

Как известно, летательные аппараты, в частности вертолеты или конвертопланы, иногда должны работать в условиях ограниченной видимости в полете.

Эта ограниченная видимость может быть вызвана, например, пылью или песком в воздухе, когда летательный аппарат работает в пустынной местности.

В этом случае создающиеся условия ограниченной видимости обычно называют "частичным затемнением".

Другим видом условий ограниченной видимости являются так называемые условия "белой мглы", в которых видимость и контрастность резко снижаются.

Белая мгла может возникать из-за сильного снегопада или при рассеянном освещении из-за сплошной облачности, пасмурности, или тумана, или снежного фона.

Оба условия могут приводить к авариям, особенно в процессе посадки или взлета.

Эти аварии происходят, главным образом, вследствие того, что пилот не может видеть окружающие объекты, которые обычно образуют внешние визуальные ориентиры, необходимые для управления летательным аппаратом вблизи земли. В результате пилот может быть пространственно дезориентирован и терять информированность и быстроту реакции, необходимые для надлежащего управления летательным аппаратом.

Кроме того, пилот может терять любое зрительное восприятие горизонта и/или впадать в физическую и психическую неустойчивость.

Указанная выше ситуация может создавать риск бокового скольжения летательного аппарата.

В случае с вертолетами или конвертопланами интенсивные облака пыли, возмущенные скошенным вниз потоком от несущего винта во время полета вблизи земли, могут вызывать значительные риски для безопасности полета, таким образом резко увеличивая риск аварии.

В данной области существует необходимость уменьшения в максимально возможной степени риска аварий, когда летательным аппаратом управляют в условиях ограниченной видимости в полете, особенно в условиях "частичного затемнения" или "белой мглы".

Также при других сложных маневрированиях, например, во время горных спасательных операций, существует необходимость в снабжении пилота ключевыми полетными данными без необходимости смотреть вниз на приборную панель.

Документ W02005/015333 описывает систему управления полетом для летательных аппаратов, способных взлетать и садиться вертикально.

Более подробно, система управления полетом приспособлена для облегчения полета в условиях ограниченной видимости и по существу содержит: ряд датчиков для получения информации об окружающей среде и центральный процессор, который комбинирует информацию об окружающей среде, полученную от них, с информацией, связанной с выполняемой задачей.

Центральный процессор фильтрует информацию об окружающей среде и преобразует ее в визуальный формат, который может быть отображен на нашлемном дисплее или на индикаторе на лобовом стекле.

Документ US-A-2009/0265060 описывает способ управления системой посадки при частичном затемнении/ограничении видимости. Способ содержит этапы получения данных, указывающих положение летательного аппарата посредством отображения трехмерной перспективной сетки на карте и электронного перемещения сетки на дисплее, реагируя на положение летательного аппарата.

В частности, карта отображается на наколеннике пилота.

Документ US-A-2006087542 описывает способ и систему для содействия пилотам при посадке вертолета при визуальном полете в условиях белой мглы или частичного затемнения. Более конкретно, трехмерные данные запланированной посадочной площадки генерируются при приближении к посадочной площадке и накапливаются в трехмерное представление посадочной площадки. Виртуальный внешний вид непрерывно генерируется на основе этого трехмерного представления и отображается для пилота.

Документ EP-A-1906151 описывает систему отображения и индикации, которая снабжает пилотов вертолета беспрепятственным отображением зоны посадки в условиях белой мглы или частичного затемнения, посредством съемки с высоким разрешением изображения зоны приземления до ухудшения видимости.

Целью настоящего изобретения является получение летательного аппарата, конфигурированного для соответствия по меньшей мере одному из указанных выше требований простым и недорогим образом.

Эта цель достигнута летательным аппаратом по п. 1 формулы изобретения.

Настоящее изобретение также относится к способу отображения для оператора летательного аппарата визуальной информации по меньшей мере об одном параметре полета по п. 12 формулы изобретения.

Будут описаны четыре не вносящих ограничений варианта осуществления настоящего изобретения посредством примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг. 1 - вид сбоку первого варианта выполнения летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением и в нормальном положении полета;

фиг. 2 - увеличенный вид первых компонентов летательного аппарата, показанного на фиг. 1;

фиг. 3 - первое изображение, проецируемое компонентами, показанными на фиг. 1;

фиг. 4 - второе изображение, проецируемое на экран летательного аппарата, показанного на фиг. 1;

фиг. 5 - схематичный вид вторых компонентов летательного аппарата, показанного на фиг. 1;

фиг. 6 - вид третьих компонентов летательного аппарата, показанного на фиг. 1;

фиг. 7 - вид третьих компонентов второго варианта выполнения летательного аппарата, показанного на фиг. 1;

фиг. 8 - вид третьих компонентов третьего варианта выполнения летательного аппарата, показанного на фиг. 1;

фиг. 9 - вид четвертых компонентов четвертого варианта выполнения летательного аппарата, показанного на фиг. 1;

фиг. 10 - вид первого варианта выполнения летательного аппарата, показанного на фиг. 1-6, в другом положении полета; и

фиг. 11 - вид третьих компонентов, показанных на фиг. 6, когда летательный аппарат находится в другом положении полета относительно фиг. 10.

Ссылочная позиция 1 на фиг. 1 обозначает летательный аппарат, который является вертолетом в показанном варианте осуществления изобретения, по существу содержащий фюзеляж 2 с носом 5; несущий винт 3, установленный на верхней части фюзеляжа 2 и вращающийся вокруг оси A; и рулевой винт 4, установленный на вертикальном стабилизаторе, выступающем от фюзеляжа 2 на конце, противоположном носу 5, и вращающийся вокруг оси, поперечной оси A.

Вертолет 1 также содержит несколько элементов 8 шасси, выступающих вниз от фюзеляжа 2 и расположенных на противоположной стороне фюзеляжа 2 относительно несущего винта 3.

Фюзеляж 2 также образует кабину 6 экипажа, включающую в себя приборную панель 7 и лобовое стекло 50, расположенное на передней стороне летательного аппарата 1, то есть на стороне носа 5.

Лобовое стекло 50 ограничено кромкой 55.

Панель 7 содержит (фиг. 6), по меньшей мере:

- искусственный горизонт 40 для информирования пилота об ориентации вертолета 1 относительно земли, в частности, для указания изменения угла тангажа и угла крена летательного аппарата 1;

- высотомер 41 для указания высоты летательного аппарата 1;

- индикатор 42 воздушной скорости для указания скорости летательного аппарата 1; и

- указатель 43 курса для указания направления вертолета 1.

Предпочтительно, кромка 55 лобового стекла 50 ограничивает зону 59 визуализации, видимую оператором, и вертолет 1 содержит средства 58 отображения, выполненные с возможностью отображения визуальной информации, связанной с множеством параметров полета в пределах края зоны 59 визуализации, по меньшей мере, когда вертолет 1 находится в нормальной полетной конфигурации;

при этом средства 58 отображения выполнены с возможностью отображения, по меньшей мере, части визуальной информации:

- внутри кабины 6 экипажа; и/или

- вне кабины 6 экипажа; и/или

- на лобовом стекле 50.

Другими словами, даже если визуальная информация отображается внутри кабины 6 экипажа, и/или вне кабины экипажа, и/или на лобовом стекле 50, оператор видит визуальную информацию в пределах кромки 55 лобового стекла 50.

Другими словами, в визуальной плоскости оператора визуальная информация выглядит как содержащаяся в пределах кромки 55 лобового стекла 50.

Визуальная информация содержит изображение 20 и изображение 25.

Средства 58 отображения содержат в варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 1, проекционный узел 10, выполненный с возможностью проецирования визуальной информации, связанной с множеством параметров полета, на отражающие поверхности 30, 31, видимые оператором и расположенные выше приборной панели 7 в нормальной полетной конфигурации вертолета 1.

Выражение "нормальная полетная конфигурация" в данном описании означает рабочую конфигурацию, в которой винт 3 расположен над шасси 8, и продольная ось вертолета 1 по существу горизонтальна.

Более подробно, проекционный узел 10 содержит (фиг. 2 и 6):

- лазерный проектор 11, проецирующий изображение 25, которое отражается на поверхности 31; и

- микропроектор 12, проецирующий изображение 20 (фиг. 3), которое отражается на поверхности 30.

Проекционный узел 10 обычно выключен. Соответственно, изображения 20, 25 не обнаруживаются летательными аппаратами противника, и присутствие и/или местоположение вертолета 1 не обнаруживается летательными аппаратами противника.

Проекционный узел 10 включается когда:

- вертолетом 1 требуется управлять в условиях ограниченной видимости в полете, например, в результате условий частичного затемнения или белой мглы; и/или

- вертолет 1 выполняет сложное маневрирование и, таким образом, необходимо информировать пилота о параметрах полета без необходимости смотреть вниз на приборную панель 7.

Более конкретно, изображение 20 показывает числовое значение 22 высоты вертолета 1 и числовое значение 21 величины скорости вертолета 1 относительно земли (фиг. 4).

Изображение 20 также показывает:

- градуированную шкалу 45, содержащую множество параллельных горизонтальных линий;

- множество - два в показанном варианте осуществления изобретения - концентрических кругов 46, имеющих центр 47 на одной из линий шкалы 45; и

- стрелку 48, начинающуюся от центра 47 и предназначенную для визуального отображения угла между направлением вектора скорости вертолета 1 и опорным направлением.

Изображение 25 содержит (фиг. 3) линию 26, показывающую дополнительный "искусственный" горизонт, и линию 27, ортогональную первой линии 26.

Другими словами, линия 26 параллельна линии горизонта.

Линия 26 является цветной.

Лазерный проектор 11 по существу содержит (фиг. 2 и 5):

- раму 17, установленную на вертолете 1;

- лазерный генератор 13, приспособленный для генерирования лазерного излучения, предназначенного для формирования изображения 25 на экране 33; и

опорную конструкцию 16 (фиг. 5), расположенную между фюзеляжем 2 и лазерным генератором 13 и предназначенную для удерживания лазерного генератора 13 в зафиксированном положении относительно земли независимо от перемещения вертолета 1 и, таким образом, рамы 17 в плоскости.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 2, лазерный генератор 13 содержит первый источник 51 для испускания лазерного излучения, предназначенного для формирования линии 26 изображения 25, и второй источник 52 для испускания лазерного излучения, предназначенного для формирования линии 27 изображения 25.

Более подробно, опорная конструкция 16 содержит в показанном варианте осуществления изобретения три карданных подвеса 18, которые соединены друг с другом и которые поддерживают лазерный генератор 13 в зафиксированном положении, когда рама 17 движется в двух направлениях X, Y, ортогональных друг другу, и вращается вокруг оси Z, ортогональной плоскости, определенной направлениями X, Y.

Кроме того, опорная конструкция 16 содержит:

- множество датчиков 19 (только схематично показанных на фиг. 5), приспособленных для считывания положения вертолета 1 относительно земли вдоль направлений X, Y и вокруг оси Z; и

- множество электродвигателей 15a, 15b, 15c, управляемых датчиками 19 и предназначенных для приложения соответствующих сил к опорной конструкции 16.

Более точно, два линейных электродвигателя 15a, 15b перемещают лазерный генератор 13 вдоль двух ортогональных направлений X, Y, которые определяют горизонтальную плоскость, и вращательный электродвигатель 15c вращает лазерный генератор 13 вокруг оси Z, ортогональной к этой плоскости.

Таким образом, для всех и каждого положения вертолета 1 в горизонтальной плоскости лазерный генератор 13 остается в зафиксированном положении относительно этой горизонтальной плоскости.

Соответственно, линии 26 и 27 не подвержены влиянию положения вертолета относительно земли в плоскости, определенной направлениями X, Y.

Другими словами, лазерный генератор 13 является гиростабилизированным.

Как показано на фиг. 5, лазерный проектор 11 может содержать зеркало 14, приспособленное для отклонения лазерного излучения, генерируемого лазерным генератором 13, к поверхности 31.

Предпочтительно, лазерный генератор 13 является генератором лазерного луча, и лазерный проектор 11 содержит дифракционный элемент (не показан), который принимает лазерный луч и выдает линии 25, 26 к поверхностям 30, 31.

В качестве альтернативы, лазерный генератор 13 содержит множество источников лазерного луча, расположенных вдоль двух взаимно ортогональных линий и предназначенных для прямого проецирования линий 25, 26 к поверхностям 30, 31.

Линия 26 достаточно широка для легкого распознавания пилотом в широком диапазоне положения его головы в кабине 6 экипажа.

Предпочтительно, угол между противоположным краем 28, 29 линии 26 и лазерным генератором 13 равен или больше 60 градусов.

Вертолет 1 также содержит:

- экран 32, определяющий поверхность 30; и

- экран 33, определяющий поверхность 31.

Экраны 32, 33 расположены в кабине 6 экипажа и являются складными.

В частности, экран 32 подвижен между:

- нерабочим положением; и

- рабочим положением, в котором поверхность 30 находится перед микропроектором 12 и отражает изображение 20 выше приборной панели 7 и по направлению к пилоту.

Подобным же образом экран 33 подвижен между:

- нерабочим положением; и

- рабочим положением, в котором поверхность 31 находится перед лазерным генератором 13 и отражает изображение 25 выше приборной панели 7 и в направлении к пилоту.

Предпочтительно, экран 32 является экраном пленочного типа.

В частности, экран 32 является жидкокристаллическим дисплеем.

В показанном варианте осуществления изобретения экран 32 становится прозрачным или непрозрачным в зависимости от того, подано ли электрическое напряжение к жидким кристаллам экрана 32.

Более точно, когда проекционный узел 10 выключен, электрическое напряжение не прикладывается к жидким кристаллам экрана 32, который, таким образом, остается прозрачным.

Наоборот, когда лазерный проектор 11 включен, электрическое напряжение прикладывается к экрану 32, который, таким образом, становится непрозрачным.

В качестве альтернативы, экран 32 является прозрачным и снабжен встроенной в него сеткой, которая отражает изображение 20, проецируемое проектором 10.

В другом альтернативном варианте средство 58 отображения содержит центральный процессор, функционально соединенный с датчиком 19, и экран 32 является прозрачным графическим экраном типа, используемого, например, в портативных компьютерах.

В этом альтернативном варианте центральный процессор генерирует изображение 20 на экране 32, и проекционный узел 10 отсутствует.

В показанном варианте осуществления изобретения экран 33 представляет собой пленку поляризационного рассеяния.

Предпочтительно, экран 33 изогнут и, в частности, вогнут.

В показанном варианте осуществления изобретения визуальная информация, то есть изображения 20, 25, отображаются на экранах 32, 33 и, таким образом, отображаются внутри кабины 6 экипажа между местоположением экипажа и лобовым стеклом 50.

Как показано на фиг. 11, когда вертолет 1 сильно наклонен относительно горизонтальной плоскости, и его нос 5 находится на более высокой высоте, чем рулевой винт 4 (фиг. 10), линия 26 проецируется на панель 7, таким образом, оставаясь видимой для пилота.

Другими словами, средства 58 отображения отображают дополнительный искусственный горизонт на панели 7.

В ходе работы, в случае ограниченных условий видимости в полете, например, из-за условий "частичного затемнения" или "белой мглы", включают проекционный узел 10.

Кроме того, проекционный узел 10 может быть включен во время сложного маневрирования, например, при горных спасательных операциях.

Независимо от положения вертолета 1 относительно земли в плоскости, определенной направлениями X, Y, опорная конструкция 16 сохраняет лазерный генератор 13 в зафиксированном положении относительно земли.

Кроме того, датчики 19 считывают относительное положение и уклон лазерного генератора 13 относительно земли и управляющих электродвигателей 15a, 15b, 15c таким образом, что электродвигатели 15a, 15b, 15c прилагают к опорной конструкции 16 соответствующие стабилизирующие силы вдоль направлений X, Y и вокруг оси Z. Силы, прилагаемые электродвигателями 15a, 15b, 15c, эффективны для стабилизации лазерного генератора 13 и, таким образом, изображения 25 в постоянном положении относительно земли.

Кроме того, когда проекционный узел 10 включен, электрическое напряжение прикладывается к жидким кристаллам, формирующим экран 33, таким образом делая экран непрозрачным и усиливая его коэффициент отражения.

На данном этапе лазерный проектор 11 проецирует изображение 25 на экран 33, и микропроектор 12 проецирует изображение 20 на экран 32.

Более точно, линия 26 изображения 25 обеспечивает для пилота указание горизонта без необходимости смотреть на приборную панель 7.

Подобным же образом, изображение 25 обеспечивает для пилота указание высоты вертолета 1, величины скорости вертолета 1 относительно земли и направления вертолета 1 относительно фиксированного опорного значения без необходимости смотреть на приборную панель 7.

Когда летательный аппарат 1 находится в наклонном положении, показанном на фиг. 10, и работает с ограниченной видимостью, пилот может видеть линию 26 (фиг. 11). Другими словами, пилот может видеть перед ним дополнительную искусственную горизонталь в увеличенном виде.

Ссылочная позиция 1’ на фиг. 7, указывает в целом другой вариант выполнения летательного аппарата, в частности вертолета, в соответствии с настоящим изобретением.

Вертолет 1’ подобен вертолету 1, и описан ниже только в отношении отличий между ними; при этом любые соответствующие или эквивалентные части вертолетов 1, 1’ обозначены по возможности одинаковыми ссылочными позициями.

Более конкретно, вертолет 1’ отличается от вертолета 1 тем, что он не содержит экрана 33, а содержит лобовое стекло 50’, определенное кабиной 6 экипажа и определяющее поверхность 31’.

Предпочтительно, лобовое стекло 50’ покрыто поляризационным отражающим покрытием для увеличения его коэффициента отражения.

В частности, отражающее покрытие содержит акрил.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 7, визуальная информация, то есть изображения 20, 25, отображаются частично на лобовом стекле 50’ и частично на экране 32. Визуальная информация, таким образом, отображается частично в кабине 6 экипажа и между местоположением экипажа и лобовым стеклом 50 и частично на лобовом стекле 50’.

Работа вертолета 1’ отличается от вертолета 1 только тем, что изображение 25 отображается на лобовом стекле 50’ вместо экрана 33.

Ссылочная позиция 1’’ на фиг. 8 обозначает в целом другой вариант выполнения летательного аппарата, в частности вертолета, согласно настоящему изобретению.

Вертолет 1’’ подобен вертолету 1 и описан только относительно отличий между ними; при этом любые соответствующие или эквивалентные части вертолетов 1, 1’’ обозначены, где это возможно, одинаковыми ссылочными позициями.

Более конкретно, вертолет 1’’ отличается от вертолета 1 тем, что он не содержит экрана 33 и тем, что поверхность 31’’ образована песчинками в случае условий частичного затемнения или кристаллами снега в случае условий белой мглы.

Кроме того, лазерный проектор 11 содержит средства обнаружения для измерения коэффициента отражения песчинок или кристаллов снега и автоматического регулирования интенсивности лазерного излучения, генерируемого лазерным генератором 13.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 8, визуальная информация, то есть изображения 20, 25, отображаются частично на экране 32 и частично на кристаллах снега или песчинках.

Соответственно, изображения 20, 25 отображаются частично внутри кабины 6 экипажа и между местоположением экипажа и лобовым стеклом 50 и частично вне кабины 6 экипажа и на противоположной стороне лобового стекла 50’’ относительно местоположения экипажа.

Работа вертолета 1’’ отличается от работы вертолета 1 только тем, что изображение 25 отображаются на песчинках или кристаллах снега вместо экрана 33.

Ссылочная позиция 1’’’ на фиг. 9 обозначает в целом другой вариант выполнения летательного аппарата, в частности, вертолет в соответствии с настоящим изобретением.

Вертолет 1’’’ подобен вертолету 1 и описан ниже только относительно отличий между ними; при этом любые соответствующие или эквивалентные части вертолета 1, 1’’’ обозначены, где это возможно, с использованием одинаковых ссылочных позиций.

Более конкретно, вертолет 1’’’ отличается от вертолета 1’’ тем, что он не содержит ни экранов 32, 33, ни лазерного проектора 10.

Кроме того, вертолет 1’’’ отличается от вертолета 1 тем, что прозрачный графический экран встроен в лобовое стекло 50’’’. Средство 58 отображения содержит центральный процессор, функционально соединенный с датчиком 19 и отображающий изображения 20, 25 на лобовое стекло 50’’’.

В не показанном альтернативном варианте вертолет 1’’’ не содержит экрана 32 и 33 и содержит лазерный проектор 10.

В этом не показанном альтернативном варианте прозрачный экран встроен в лобовое стекло 50’’’ и отражает изображения 20, 25, проецируемые лазерным проектором 10.

В этом случае отражающая сетка встроена в прозрачный экран для отражения изображений 20, 25.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 9, визуальная информация, то есть изображения 20, 25, полностью отображаются на лобовом стекле 50’’’.

Работа вертолета 1’’’ отличается от работы вертолета 1 только тем, что изображения 20, 25 отображаются на лобовом стекле 50’’’, а не на экранах 32, 33.

Преимущества вертолета 1, 1’, 1’’, 1’’’ и способа в соответствии с настоящим изобретением будут очевидны из приведенного выше описания.

В частности, проекционный узел 10 проецирует визуальную информацию, формируемую видимыми пилотом изображениями 20, 25 на поверхностях 30, 31 и расположенную выше приборной панели 7.

Соответственно, пилот может легко видеть эту визуальную информацию, не смотря вниз на панель 7.

Другими словами, средство 50 отображения действует как своего рода "индикатор на лобовом стекле", который позволяет пилоту видеть визуальную информацию, глядя на лобовое стекло 50, 50’, 50’’, 50’’’.

Ощущение пилотом управляемости, таким образом, значительно повышается в случае ограниченных условий видимости в полете, особенно в случае условий "частичного затемнения" или "белой мглы" и/или во время сложного маневрирования, например, при спасательных операциях.

Как следствие, риск аварии в указанных выше условиях резко снижается.

Важно отметить, что риск аварии снижается с применением очень простых и дешевых компонентов, таких как лазерный генератор 13 и отражающие поверхности 30, 31, без необходимости генерирования изображения земли, как на известном уровне техники, описанном во вводной части данного описания.

Поверхность 30 отражает изображение 25, которое содержит линию 26, показывающую горизонт.

Таким образом, пилот вертолета 1, 1’, 1’’, 1’’’ снабжен дополнительным "искусственным горизонтом", который можно легко видеть без необходимости смотреть на панель 7.

Соответственно, пилот легко сохраняет зрительное восприятие горизонта.

Важно отметить, что когда вертолет 1, 1’, 1’’, 1’’’ сильно наклонен относительно горизонтальной плоскости, и его нос 5 находится на более высокой высоте, чем рулевой винт 4, линия 26 проецируется на панель 7, таким образом оставаясь видимой для пилота (см. фиг. 10 и 11).

Другими словами, пилот может видеть перед ним дополнительный искусственный горизонт в увеличенном виде. Это, таким образом, значительно снижает риск того, что пилот потеряет зрительное восприятие горизонта.

Это значительно снижает риск бокового скольжения вертолета 1, 1, 1’’, 1’’’ и вызванных этим аварий.

Кроме того, поверхность 31 отражает изображение 20, которое содержит числовое значение 22 высоты вертолета 1, числовое значение 21 величины скорости вертолета 1 относительно земли и стрелку 48, показывающую вектор скорости вертолета 1 относительно опорной точки 47.

Экран 32 является жидкокристаллическим дисплеем, который может избирательно делаться непрозрачным или прозрачным в зависимости от того, приложено ли электрическое напряжение к экрану 32.

В результате, когда электрическое напряжение приложено, коэффициент отражения экрана 32 и, таким образом, видимость изображения 20 значительно увеличиваются.

Экран 33 обеспечивает для пилота ясное указание "искусственного горизонта" при обеспечении для пилота наличия ясного поля видимости.

Экраны 32, 33 являются складными. Соответственно, экраны 32, 33 могут быть легко расположены в соответствующих нерабочих положениях, когда проекционный узел 10 выключен, и изображения 20, 25 больше не требуются для пилота.

Лазерный генератор 13 "гиростабилизирован", то есть поддерживается электродвигателями 15a, 15b, 15c в заданном постоянном положении относительно земли.

Соответственно, положение линии 26, показывающей искусственный горизонт, не подвергается влиянию ориентации вследствие изменения угла крена и тангажа вертолета 1, 1’, 1’’ относительно земли.

Вертолет 1’ особенно предпочтителен, поскольку он не требует наличия экрана 33, таким образом оставляя больше пространства, доступного для экипажа и другого оборудования в кабине 6 экипажа.

Вертолет 1’’ особенно предпочтителен, поскольку поверхность 30 не определена компонентом вертолета 1’’, а является песчинками и кристаллами снега вне вертолета 1’’.

Соответственно, вертолет 1’’ не требует специального оборудования для поверхности 30.

Вертолет 1’’’ особенно предпочтителен, поскольку лобовое стекло 50’’’ образует полную зону 59 визуализации таким образом, что вертолет 1’’’ больше не требует специального оборудования для поверхностей 30, 31.

Очевидно, что в описанные и показанные здесь вертолет 1, 1’, 1’’, 1’’’ и способ могут быть внесены изменения, однако без отхода от объема охраны, определенного прилагаемой формулой изобретения.

В частности, вертолет 1, 1’, 1’’, 1’’’ может быть конвертопланом или самолетом.

Кроме того, лазерный генератор 13 может быть заменен другим генератором, приспособленным для генерирования видимого луча, отличного от лазерного излучения.

1. Летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’), содержащий:

- фюзеляж (2) с носом (5);

- рулевой винт (4), установленный на вертикальном стабилизаторе, выступающем от указанного фюзеляжа (2) на противоположном конце относительно указанного носа (5);

- кабину (6) экипажа, содержащую приборную панель (7); и

- лобовое стекло (50, 50’, 50’’, 50’’’), расположенное на передней стороне указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’);

при этом указанное лобовое стекло (50, 50’, 50’’, 50’’’) содержит край (55), который ограничивает зону (59) визуализации, видимую оператором;

при этом указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) также содержит средство (58) отображения, способное отображать по меньшей мере одну визуальную информацию (20, 25), связанную по меньшей мере с одним параметром полета:

- по меньшей мере, частично внутри указанной кабины (6) экипажа; и/или

- по меньшей мере, частично вне указанной кабины (6) экипажа; и/или

- по меньшей мере, частично на указанном лобовом стекле (50, 50’, 50’’, 50’’’);

при этом указанная визуальная информация (20, 25) видима для указанного оператора внутри указанной зоны (59) визуализации, по меньшей мере, когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) находится в нормальной полетной конфигурации;

при этом указанная визуальная информация (20, 25) содержит по меньшей мере одно первое изображение (25), связанное по меньшей мере с ориентацией указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’) относительно земли;

отличающийся тем, что указанное первое изображение (25) содержит по меньшей мере одну линию (26), параллельную, при применении, линии горизонта;

при этом указанная линия (26) является, при применении, видимой для указанного оператора на указанной панели (7), когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) наклонен относительно горизонтальной плоскости так, что указанный нос (5) находится на более высокой высоте, чем указанный рулевой винт (4).

2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что указанная визуальная информация (20, 25) содержит второе изображение (20), связанное по меньшей мере с одним параметром из величины скорости указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’), высоты указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’) и ориентации скорости указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’).

3. Летательный аппарат по п. 2, отличающийся тем, что он содержит прозрачный графический экран, расположенный внутри указанной кабины (6) экипажа и в рабочем положении соединенный с указанным средством (58) отображения;

при этом указанное средство (58) отображения выполнено с возможностью отображения, по меньшей мере, указанного первого изображения (20) на указанном прозрачном графическом экране, когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) находится в указанной нормальной полетной конфигурации.

4. Летательный аппарат по п. 3, отличающийся тем, что указанный прозрачный графический экран встроен внутрь указанного лобового стекла (50’’’).

5. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что указанное средство (58) отображения содержит проекционный узел (10), выполненный с возможностью проецирования, при применении, указанной одной визуальной информации (20, 25) на отражающую поверхность (30, 31), расположенную в пределах размера указанной зоны визуализации (59) и внутри указанной кабины (6) экипажа, когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) находится в указанной нормальной полетной конфигурации.

6. Летательный аппарат по п. 5, отличающийся тем, что по меньшей мере одна часть (30) указанной отражающей поверхности (30, 31) образована:

- прозрачным экраном, в который встроена отражающая сетка; или

- первым отражающим экраном (32), расположенным перед указанным лобовым стеклом (50, 50’, 50’’, 50’’’), который образует по меньшей мере одну первую часть (30) указанной отражающей поверхности (30, 31), и который может избирательно делаться прозрачным или непрозрачным при приложении электрического напряжения.

7. Летательный аппарат по п. 6, отличающийся тем, что указанный прозрачный экран встроен в указанное лобовое стекло (50’’’).

8. Летательный аппарат по п. 5, отличающийся тем, что он содержит второй отражающий экран (33), который образует указанную вторую часть (31) указанной отражающей поверхности (30, 31);

при этом указанный второй отражающий экран (33) приспособлен для отражения, по меньшей мере, указанного второго изображения (25) указанной визуальной информации (20, 25).

9. Летательный аппарат по п. 8, отличающийся тем, что по меньшей мере один из указанных первого и второго отражающих экранов (33) является складным внутри указанной кабины (6) экипажа.

10. Летательный аппарат по п. 9, отличающийся тем, что указанное лобовое стекло (50’, 50’’, 50’’’) образует указанную вторую часть (31) указанной отражающей поверхности (30, 31).

11. Летательный аппарат по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что указанный проекционный узел (10) содержит:

- источник (13) излучения, приспособленный для проецирования указанного второго изображения (25);

- по меньшей мере один электродвигатель (15a, 15b, 15c), управляемый указанным источником (13) и перемещающий указанный источник (13) относительно указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’) таким образом, чтобы сохранять положение указанного источника (13) в заданном постоянном положении относительно земли.

12. Способ отображения визуальной информации (20, 25), связанной по меньшей мере с одним параметром полета, для оператора летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’), содержащего:

- кабину (6) экипажа;

- фюзеляж (2) с носом (5);

- рулевой винт (4), установленный на вертикальном стабилизаторе, выступающем от указанного фюзеляжа (2) на противоположном конце относительно указанного носа (5); и

- лобовое стекло (50, 50’, 50’’, 50’’’), расположенное на передней стороне указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’);

при этом способ содержит этап отображения указанной по меньшей мере одной визуальной информации (20, 25):

- по меньшей мере, частично внутри указанной кабины (6) экипажа; и/или

- по меньшей мере, частично вне указанной кабины (6) экипажа; и/или

- по меньшей мере, частично на указанном лобовом стекле (50, 50’, 50’’, 50’’’);

при этом указанный этап отображения содержит этап отображения по меньшей мере одного первого изображения (25), связанного, по меньшей мере, с ориентацией указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’) относительно земли;

при этом указанный этап отображения содержит этап представления видимой оператору указанной визуальной информации (20, 25) в пределах зоны (59) визуализации, ограниченной краем (55) указанного лобового стекла (50, 50’, 50’’, 50’’’), когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) находится в нормальной полетной конфигурации;

при этом способ отличается тем, что он содержит этап представления видимой по меньшей мере одной линии (26) указанного первого изображения (25) на указанной панели (7), когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) наклонен относительно горизонтальной плоскости так, что указанный нос (5) находится на более высокой высоте, чем указанный рулевой винт (4);

при этом указанная одна линия (26) параллельна линии горизонта.

13. Способ по п. 12, отличающийся тем, что указанный этап отображения содержит этап отображения указанной визуальной информации (20, 25) на прозрачном графическом экране, встроенном в указанное лобовое стекло (50’’’), когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) находится в нормальной полетной конфигурации.

14. Способ по п. 12, отличающийся тем, что указанный этап отображения указанной визуальной информации (20, 25) содержит этапы:

- проецирования указанной визуальной информации (20, 25); и

- отражения указанной визуальной информации (20, 25) на отражающую поверхность (30, 31), видимую оператором и расположенную выше приборной панели (7) указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’), когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1", 1"‘) находится в нормальной полетной конфигурации.

15. Способ по п. 14, отличающийся тем, что когда указанный летательный аппарат (1, 1’, 1’’, 1’’’) находится в указанной нормальной полетной конфигурации, указанный этап отображения содержит этапы отображения:

- указанного первого изображения (25);

- по меньшей мере одного второго изображения (20), связанного по меньшей мере с одним параметром из величины скорости указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’), высоты указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’) и ориентации скорости указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’);

при этом указанный этап отражения содержит этап отражения указанного первого изображения (25) на зернистый материал, расположенный вне указанного летательного аппарата (1, 1’, 1’’, 1’’’), в частности, на кристаллах песка или снега.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области пилотажно-навигационных систем транспортного летательного аппарата. Цифровая пилотажно-навигационная система транспортно-летательного аппарата, содержащая аппаратуру текущих пилотажных навигационных параметров для измерения курса, углов крена, тангажа, инерциальных скоростей (ИС-1), (ИС-2), воздушной скорости, барометрической высоты (СВС), относительной высоты от радиовысотомера (РВ), для определения координат посредством инерциальных радиосистем, блок коммутации (БК), цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ПП) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), также дополнительно включает спутниковую навигационную систему (СНС), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), выполнен первый и второй автоматические навигаторы (АН).
Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Технический результат - расширение функциональных возможностей.
Комплекс бортового оборудования содержит бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексный потолочный пульт, интегрированную систему сбора, контроля и регистрации полетной информации, систему управления общесамолетным оборудованием, систему управления комплексной системой управления, вычислительную часть маршевой силовой установки, общесамолетные системы с собственными вычислителями, подключенные к бортовой сети информационного обмена определенным образом.
Изобретение, характеризуемое как способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных БИНС.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Предложенное изобретение относится к навигационной технике наземных транспортных средств, летательных аппаратов и судов. Бесплатформенная аппаратура счисления координат содержит блок датчиков проекций абсолютной угловой скорости на оси системы координат транспортного средства (СК ТС), вычислитель проекций относительной угловой скорости на оси СК ТС, вычислитель проекций скорости изменения углов Эйлера Крылова (УЭК) на оси геодезической системы координат (ГСК), вычислитель приращений УЭК и вычислитель текущих значений УЭК, блок датчиков проекций скорости на оси СК ТС, соответствующим образом соединенные между собой.

Изобретение относится к навигационной технике, а именно к способам бесплатформенной инерционной навигации малогабаритных движущихся объектов. Способ бесплатформенной инерциальной навигации заключается в том, что на борту подвижного объекта устанавливают микромеханические гироскопы и акселерометры, ориентируют их оси чувствительности относительно трех ортогональных его осей, затем гироскопами измеряют проекции вектора угловых скоростей, акселерометрами - проекции вектора действующего ускорения на оси координат объекта, полученные выходные сигналы фильтруют и вычисляют навигационные параметры и параметры ориентации, введена последовательность действий, при этом на борту подвижного объекта устанавливают n тетрад микромеханических гироскопов и n тетрад микромеханических акселерометров, которые располагают осями чувствительности вдоль диагоналей куба одной механической базы, грани которой ориентируют параллельно ортогональным осям объекта, а измеренные выходные сигналы тетрад преобразуют в проекции сигналов, действующих на ортогональную систему координат объекта.

Предлагаемое техническое решение относится к устройствам для видеоконтроля водных акваторий с обеспечением регистрации нештатных ситуаций, связанных с движением судов по несанкционированным курсам или их нахождением в запретных зонах.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам спасения экипажей летательных аппаратов. Способ спасения экипажа при аварии вертолета в полете на различных высотах включает в себя подъем носовой части вертолета относительно уровня горизонта, включение реактивного двигателя, отстрел кабины пилотов с экипажем от фюзеляжа и увод кабины пилотов от фюзеляжа с помощью реактивного двигателя вдоль продольной оси фюзеляжа из опасной зоны на безопасную высоту относительно площадки приземления кабины пилотов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов (ВКЛА). ВКЛА, выполненный по одновинтовой схеме, содержит фюзеляж, хвостовую балку, рулевой винт, прикрепленный к хвостовой балке, один несущий винт, один двигатель, главный редуктор.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата.

Изобретение относится к устройствам для маскировки летательных аппаратов. Перед воздухозаборником низколетящего летательного аппарата устанавливают горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-450 градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде фигуры, состоящей из двух состыкованных дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Летательный аппарат (1) выполнен с возможностью висения, имеет средство (7) приведения в действие и, по меньшей мере, одну выхлопную трубу (8, 8'), соединенную с выпускным отверстием средства (7) приведения в действие, чтобы выпускать выхлопной газ, создаваемый посредством сгорания топлива, из летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям экранопланов. Многофункциональный летательный аппарат содержит двухэтажную трубчатую раму, три поперечины жесткости и опоры двигателя, скрепленные отлитыми захватами и устройством двухстороннего крепления редукторов к литьевым захватам.

Группа изобретений относится к летательному аппарату с возможностью висения, способу содействия его маневрированию, графическому интерфейсу для отображения нескольких указаний.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем привода несущих винтов вертолетов. Трансмиссия вертолета содержит валы и зубчатые передачи привода винтов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к наземным стендам для отработки аварийного покидания летательных аппаратов. Стенд для испытаний и демонстрации аварийного покидания вертолета содержит силовое основание с опорными стойками и два ложемента, установленные на стойках через опорные ролики.

Вертолет содержит хвостовую часть (1) с поперечным каналом (6) и ведущим валом (23) внутри обтекателя (14) ведущего вала для устройства (2) противодействия крутящему моменту.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата, состоящая из наземной системы подготовки полетного задания (СППЗ) для ЛА и бортового навигационного комплекса (НК) ЛА, связь между которыми осуществляется посредством переносного носителя данных (ПНД) типа универсальной флэш-карты, причем СППЗ состоит из универсального устройства записи информации на ПНД и универсальных интерфейсных устройств, соединенных входами-выходами с электронным блоком (ЭБ), а НК состоит из взаимосоединенных по каналу информационного обмена (КИО) устройства считывания информации с ПНД, комплекта многофункциональных индикаторов, комплекта пилотажно-навигационных систем, бортовой радиотехнической системы связи и бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС), которая отличается тем, что в состав ЭБ дополнительно введены вычислительно логический функциональный модуль (ВЛФМ) формирования графического образа траектории произвольной формы (ТПФ) и ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ на несколько прямолинейных микротраекторий (ПМТ), а в состав БЦВС дополнительно введен второй ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ. При этом точки взаимосоединения ПМТ при полете по ТПФ используются в системе как навигационные точки, эквивалентные по свойствам "стандартным" навигационным точкам из основного маршрута полета. Введение дополнительных блоков обеспечивает расширение функциональных возможностей системы и соответственно ЛА за счет повышения степени автоматизации процессов управления ЛА при полете по траекториям произвольной формы. 4 ил.
Наверх