Способ определения координат самолёта при посадке на авианосец и устройство для его осуществления

Группа изобретений относится к способу и устройству для определения координат самолета при посадке на авианосец. При посадке самолета сканируют тремя лазерными пучками нескольких полос отражателей, ориентированных относительно взлетно-посадочной полосы, принимают отраженные сигналы, вычисляют координаты самолета путем обработки принятых сигналов определенным образом. Устройство для определения координат содержит лазер - формирователь сигналов, точечные световые маркеры, блок трехканального приема и обработки, видеокамеру, три сканирующих блока, расположенных определенным образом на самолете. Каждый сканирующий блок содержит излучатель, генерирующий лазерный луч, электродвигатель с закрепленным на выходном валу зеркалом, опорный и сигнальный фотоприемники, электронный блок. Обеспечивается повышение точности определения координат самолета и безопасность его посадки. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к геодезии и навигации и, в частности, предназначено для определения координат объекта и элементов внешнего ориентирования относительно взлетно-посадочной палубы авианосца.

Известен способ посадки самолета, в котором радиотехническими средствами формируют в пространстве курсовую и глиссадную условные линии, проекции которых совпадают с продольной осью взлетно-посадочной полосы (ВПП), измеряют угловые отклонения самолета от курсовой и глиссадной линии, минимизируют эти отклонения путем управления боковым и продольным движениями самолета в процессе снижения по глиссаде, после чего посадку осуществляют визуально, наблюдая огни светотехнического оборудования аэродрома [1. Кассии Ю.Г. и др. «Автоматическое управление самолетом при заходе на посадку». Рига, Институт инженеров ГА, 1979; 2. Белогородский С.Л. «Автоматизация управления посадкой самолета». Москва, Транспорт, 1972].

Основными недостатками, препятствующими достижению требуемого технического результата при использовании данного способа, являются сложность и большая стоимость радиосветотехнического оборудования аэродрома, значительная площадь летного поля, влияние радиопомех, создаваемых взлетающими и выруливающими самолетами, а также объектами на местности, от которых происходит переотражение радиосигналов. Значительные помехи вызывают также неблагоприятные метеоусловия (грозы, туманы, осадки). Кроме того, автоматическое управление самолетом осуществляется только на этапе его снижения по глиссаде и отсутствует на этапе выравнивания, что уменьшает безопасность посадки.

Известны способы визуальной посадки самолета, в которых управление боковым и продольным движениями самолета осуществляют, наблюдая либо цвета, либо периодичность появления, либо скорость перемещения в пространстве лучей света, направляемых из точки посадки в сторону заходящего на посадку самолета. При этом о местоположении самолета на линии глиссады или курса судят по наблюдению луча одного определенного цвета, либо по интенсивности излучения источников света, либо по совмещению источников света, либо по отсутствию перемещения лучей в пространстве [Б.Л. Перри. «Оптические навигационные системы: анализ, разработка и развитие». Сводный отчет Морской исследовательской лаборатории об исследованиях ночной посадки самолетов на авианосцы. МО СССР, перевод 12, 1970; Патенты США: N 4.554.543, Н. кл. 340-948, 1983 г.; N 3.581.275, Н. кл. 340-25, 1971 г.; N 3.500.306, Н. кл. 340-25, 1970 г.; N 5.136.288, М. кл. B64F 1/18, 1992 г.; Патент ФРГ N 3107377, М. кл. B64F 1/18,1987 г.; АС СССР N 726794, М. кл. B64F 1/18, 1992 г.].

Причины, препятствующие достижению требуемого технического результата при использовании визуальных способов посадки, состоят в том, что они неработоспособны в сложных метеоусловиях (сильный туман, низкая плотная облачность и т.п.), не обеспечивают достаточную точность пилотирования по оптимальным глиссаде и курсу. Кроме того, точность пилотирования зависит от физиологического состояния пилота.

Известны радиотехнические способы ориентирования при заходе на посадку, в которых принимаются сигналы от установленных по периметру ВПП активных или пассивных маркеров, преобразуют их в видеосигналы, отображают в дисплее и по угловому положению отметок, отображающих контуры ВПП относительно вертикальной оси экрана дисплея, судят о направлении движения самолета относительно оси ВПП [Патент США N 4.101.893, Н. кл. 343-108, 1978 г.; Патент ФРГ N 3629911, М. кл. B64F 1/18, 1993 г.].

Недостатки данных способов, заключаются в том, что они, обеспечивая формирование видеообраза ВПП, не рассчитывают координат положения самолета относительно ВПП и не обеспечивают информационной связи с системой управления, что не позволяет реализовать полу- и автоматические режимы посадки. Применяемые маркеры не позволяют определять положение самолета на всех этапах посадки с точностью, необходимой для реализации автоматической посадки, особенно в процессе выравнивания.

Известен способ автоматического управление самолетом на этапе посадки, который основан на определении местоположения самолета относительно посадочной полосы путем трехканального приема и совместной цифровой обработки полученных сигналов, излучаемых расположенными вдоль боковых кромок посадочной полосы маркерами в световом, инфракрасном и миллиметровом радиолокационном диапазонах длин волн. В каждом диапазоне формируют изображения совокупности маркеров, попавших в поле зрения бортового приемного устройства. Эти изображения совмещают и по взаимному расположению отметок от трех наиболее разнесенных маркеров и данным о расстояниях между ними на земле рассчитывают координаты самолета относительно ВПП, по которым формируют сигналы управления самолетом [Патент РФ №2055785, опубл. 10.03.1996 г., М. кл B64F 1/20, G08G 5/02].

Недостатками данного изобретения является невысокая точность определения координат самолета при острых углах, образованных направлениями на маркеры. Кроме того, данный способ не позволяет определять элементы ориентирования самолета (углы крена, тангажа и рысканья).

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ автоматической посадки самолета, включающий прием излучения от точечных световых маркеров, установленных на одной линии по оси ВПП на определенных расстояниях друг от друга, измерение углов между направлениями на маркеры, преобразование световых сигналов в электрические, пропорциональные измеренным углам, измерение высоты с помощью высотомера, формирование сигналов управления самолетом в вертикальной и горизонтальной плоскостях. При этом управление в горизонтальной плоскости осуществляют, минимизируя угол между направлениями на ближний и дальний маркеры. Для формирования сигналов управления самолетом в вертикальной плоскости последовательно измеряют углы между направлениями на соседние маркеры и высоту самолета над первым из них по ходу полета [Патент Японии N 56-112398, кл. B64D 45/08, 1981 (прототип)].

Недостатки данного способа, препятствующие достижению требуемого технического результата, заключаются в следующем:

В сложных метеоусловиях или при ярком солнечном освещении способ может оказаться неработоспособным:

1. Ha этапе выравнивания при приземлении самолета возможна потеря видимости маркеров, что не позволяет осуществить автоматическое управление посадки до конца.

2. В случае выхода из строя одного или нескольких маркеров нарушается процесс определения положения самолета относительно ВПП, что снижает точность пилотирования и, соответственно, безопасность посадки.

3. Точность управления самолетом также снижается вследствие ошибок измерения мгновенных значений высоты при пролете самолетом маркера.

4. Применение высокоточного высотомера малых высот усложняет систему и существенно увеличивает ее стоимость. Кроме того, маркеры должны быть углублены в поверхность ВПП, чтобы не мешать движению самолета после приземления. Поэтому они представляют собой сложные технические устройства, причем их видимость ограничена углами входа самолета в глиссаду, что не позволяет обеспечить всеракурсность поиска ВПП.

Недостатком данного способа и устройства является также сложность реализации непрерывного наведения узконаправленных световых пучков на отражатели при движении объекта, невысокая точность определения координат при острых (тупых) углах пространственной засечки, т.е при движении объекта на низких высотах, а также сильное ослабление или отсутствие сигнала при выпадении осадков, что затрудняет использование указанного изобретения. Кроме того, этот способ не может быть использован для определения углов крена тангажа и рысканья.

Основной задачей изобретения является высокоточное автономное определение местоположения самолета. Одним из эффективных путей повышения безопасности является повышение точности и помехозащищенности определения посадочных координат самолета и элементов ориентирования.

Целью изобретения является повышение точности определения координат и элементов ориентирования самолета и безопасности его посадки на ВПП, в том числе при неблагоприятных погодных условиях, а также снижение затрат на техническое оснащение ВПП и уменьшение радиоизлучения.

Поставленная цель достигается тем, что для определения координат и элементов ориентирования самолета используется сканирование тремя лазерными пучками нескольких полос отражателей (катафотов), которые расположены на авианосце и положение которых точно определено в связанной системе координат корабля. Плоскости сканирования лазерных пучков жестко связаны с системой координат самолета XYZ и образуют между собой углы, обеспечивающие оптимальную дальность действия и точность измерения координат относительно ВПП авианосца. Прием сигналов, отраженных от полос отражателей, осуществляют с помощью сигнальных фотоприемников и видеокамеры, поле зрения которой охватывает все поле сканирования отражательных полос. Определение координат самолета осуществляется триангуляционным методом с использованием известного расстояния между отражателями (базиса) и измеренных параллактических углов, образованных направлениями из центров сканирования на отражатели. Дальность определяется по измеренному параллактическому углу, образованному направлениями из центра сканирования на систему параллельных отражателей, образующих базисы измерений. Одновременно координаты самолета определяют фотограмметрическим методом на основе результатов измерений, полученных с помощью видеокамеры. Таким образом, координаты и элементы ориентирования самолета получают одновременно дважды на основе обработки независимых измерений, выполненных триангуляционным и фотограмметрическими методами.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1а (вид с кормы) и фиг. 1b (вид сверху) представлен один из возможных вариантов схемы расположения отражателей на авианосце. Все отражатели с 1 по 12 выполнены в виде полос из катафота (набора микропризм и т.д.); на фиг. 2 показана блок-схема устройства определения координат и элементов ориентирования самолета, состоящая из видеокамеры I и трех идентичных сканирующих блоков II, III и IV; на фиг. 3 показана схема измерения параллактических углов αA1, αA2, αA3, αА4, αА5, αA6 в лазерной плоскости А, задаваемой сканирующим блоком II; на фиг. 4 показана схема измерения параллактических углов αB1, αB2 в лазерной плоскости В, задаваемой сканирующим блоком III; на фиг. 5 показана схема измерения параллактического угла αC1 в лазерной плоскости С, задаваемой сканирующим блоком IV; на фиг. 6 показана структурная схема сканирующего блока II; на фиг. 7 показана временная диаграмма сигналов, получаемых на выходе сигнального и опорного фотоприемников, установленных в сканирующем блоке.

Устройство выполнено следующим образом.

На фиг. 1a (вид с кормы) и фиг. 1b (вид сверху) представлен один из возможных вариантов схемы расположения отражателей на авианосце. Все отражатели (с 1 по 12) выполнены в виде полос из катафота (набора микропризм и т.д.). Отражатели 1 и 3 располагаются на корме в одной вертикальной плоскости параллельно водной поверхности и друг другу на расстоянии b1 друг от друга, а отражатель 2 - по диагонали между ними. Отражатель 3 имеет вид уголка, верхняя плоскость которого расположена на кормовой части палубы, а нижняя - на вертикальной плоскости на корме, в которой располагаются отражатели 1 и 2. Ширина отражателей соответствует размеру лазерного пятна, создаваемого сканером. Отражатели 4, 5, 6, размещены в вертикальной плоскости, которая перпендикулярна плоскости оси ВПП авианосца. Эта плоскость расположена между кормой и непосредственно перед «островом» авианосца. Отражатели 4 и 6 вертикальны и параллельны друг другу. Они установлены на расстоянии b2 друг от друга, а отражатель 5, установленный в той же вертикальной плоскости располагается по диагонали к ним. Длина (высота) отражателей 4, 5 и 6 соответствует высоте «острова». На ВПП авианосца параллельно друг другу и перпендикулярно оси ВПП установлены на одинаковом интервале отражательные полосы 3 (верхняя часть отражателя, закрепленная на корме), 7, 8, 9 и 10. Отражатели 11 и 12 установлены по краям ВПП и параллельно ее оси.

На фиг. 2 показана блок-схема устройства определения координат и элементов ориентирования самолета, которая состоит из видеокамеры I и трех идентичных сканирующих блоков II, III и IV. Предлагаемое устройство установлено на борту самолета и определенным образом ориентированно относительно связанной системы координат самолета (XYZ). Лазерные плоскости А, В и С создаются сканирующими блоками II, III и IV путем развертки лазерных лучей с постоянной угловой скоростью ω.

Лазерная сканирующая плоскость А, задаваемая сканирующим блоком II, параллельна (вертикальной) плоскости YOZ самолета и пересекает отражательные полосы отражателей 1, 2, 3, 7, 8, 9, 10 (фиг. 3) в точках, направления на которые из центра сканирования образуют параллактические углы αA1, αA2, αA3, αА4, αА5, αA6.

Лазерная сканирующая плоскость В, задаваемая сканирующим блоком III (фиг. 4), лежит в плоскости, параллельной плоскости XOZ и пересекает отражатели 4, 5 и 6 по горизонтальной линии.

Сканирующая плоскость С, задаваемая блоком IV (фиг. 5), лежит под острым углом к плоскости XOZ, величина которого зависит от угла наклона глиссады и положения точки приземления на палубе авианосца. Этот угол задается таким образом, чтобы при снижении самолета по глиссаде сканирующая плоскость С пересекала отражатели 11 и 12, установленные по краям ВПП параллельно друг другу и оси ВПП. Эта линия пересечения, создаваемая сканирующей плоскостью, перпендикулярна оси ВПП и проходит рядом с кормой параллельно отражателю -3 (а также параллельно отражателям 7, 8, 9 и 10).

Видеокамера I установлена относительно трех сканирующих блоков таким образом, чтобы во время нахожденния самолета на глиссаде в ее поле зрения, показанное на фиг. 5 в виде овала, всегда находились все облучаемые отражатели, установленные на борту авианосца.

На фиг. 6 показана структурная схема одного из сканирующих блоков - блока II (блоки II, III и IV идентичны), который как и два других сканирующих блока и видеокамера I подключены к электронному блоку 13.

Каждый сканирующий блок содержит электродвигатель 14, на выходном конце вала которого закреплено сканирующее зеркало 16, а против центра сканирования установлен опорный фотоприемник 15. Излучатель 17, содержащий лазер и коллимирующую систему, установлен против прямоугольной призмы 18, отражающей луч на сканирующее зеркало 16.

Сканирующая плоскость А, создаваемая лазерным лучом, пересекает отражатели 2, 3, 7, 8, 9 и 10, установленные на ВПП авианосца (сканирующие плоскости В и С и места их пересечения с отражателями на фиг. 6 не показаны). Линии пересечения сканирующей плоскости А с отражателями образуют параллактические углы αA1, αA2, αA3, αА4, αА5, αA6. Телескопическая система 19 служит для приема отраженных сигналов от отражателей. Против окуляра телескопической системы установлен сигнальный фотоприемник 20, который подключен к электронному блоку 13. К электронному блоку 13 также подключены электродвигатель 14, опорный фотоприемник 15, сигнальный фотоприемник 20 и излучатель 17.

На фиг. 7 показана временная диаграмма сигналов, получаемых на выходе сигнального и опорного фотоприемников, установленных в сканирующем блоке. Т - временной интервал между импульсами с опорного фотоприемника, который соответствует периоду сканирования. Временные интервалы τAi, τBi, τCi, между импульсами с сигнальных фотоприемников, установленных в сканирующих блоках II, III и IV, соответствуют измеряемым параллактическим углам, образованным направлениями из центра развертки на отражатели в плоскостях сканирования А, В, С.

Согласно предлагаемому способу развертка лазерных лучей осуществляется с постоянной угловой скоростью ω. За каждый период сканирования T (фиг. 7) в каждой плоскости сканирования определяют параллактические углы α на отражатели, которые вычисляют с учетом временных интервалов τ между импульсами, отраженными от полос отражателей:

Одновременно осуществляется редуцирование полученных результатов за счет контроля угловой скорости сканирования путем вычисления ее значения за текущий период:

По измеренным параллактическим углам в трех плоскостях сканирования и базисам b (расстояниям) между параллельными полосами отражателей с учетом углов между плоскостями сканирования, заданными конструктивно, определяют триангуляционным методом прямоугольные координаты самолета и элементы ориентирования (углы крена, тангажа и рысканья).

Устройство для определения координат самолета на этапе посадки работает следующим образом.

При включении устройства (фиг. 6) излучатель 17 каждого из сканирующих блоков (II, III и IV) генерирует лазерный луч, который после отражения от призмы 18 попадает на вращающееся зеркало 16, установленное на выходном конце вала электродвигателя 14, подключенного к электронному блоку 13. Зеркало 16 вращается с постоянной угловой скоростью и периодически облучает отражатели от 1 до 12, установленные на авианосце (фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5), а также опорный фотоприемник 15. Частота сканирования может составлять сотни и даже тысячи Гц. (Согласно требованиям IKAO частота измерений должна быть 10 Гц.) Отраженные световые сигналы возвращаются на вращающееся зеркало 16 и поступают на вход оптической системы (телескопа) 19 и затем на сигнальный фотоприемник 20. Сигнальный 20 и опорный 15 фотоприемники подключены к электронному блоку 13, который усиливает, формирует и обрабатывает сигналы с фотоприемников всех сканирующих узлов.

Параллактические углы αi на отражатели вычисляют по временным интервалам τi; между измеренными импульсами и угловой скорости сканирования ω (формулы 1…9). В свою очередь угловую скорость сканирования вычисляют по измеренному периоду сканирования (формула 10). Используя значения базиса b (заданного расстояния между отражательными полосами) и измеренных параллактических углов, а также учитывая заданные конструктивно углы между сканирующими плоскостями А, В и С, вычисляют триангуляционным методом координаты XYZ и элементы ориентирования (углы крена, тангажа и рысканья) самолета на этапе посадки (взлета). Результаты математического моделирования показывают, что при точности измерения параллактических углов порядка 1 (одной) угловой минуты (что сравнительно легко достижимо) точность определения элементов ориентирования составляет также порядка 1 (одной) угловой минуты, а определения координат X, Y (высоты и отклонения от оси ВПП) порядка 3 см. Точность определения Z (расстояния до точки приземления) составляет 0,5 м и повышается с приближением к точке приземления.

Определение координат летательного аппарата с помощью видекамеры (фиг. 1) выполнятся точкам отражательных полос, облучаемым в момент сканирования лазером. Эти облучаемые точки фиксируются видекамерой (фиг. 2) Обработка результатов измерений осуществляется фотограмметрическими методами. Обычно частота съемки с помощью видекамеры характеризуется величиной 25 Гц и более, что отвечает требованиям IKAO. На этапе глиссады (т.е. при удалнении от авианосца 1 км и менее) координаты самолета определяют с точностью до нескольких см, а углы ориентирования с точностью порядка 1 мин. Расстояние до точки приземления определяется с точностью порядка 0,5 м.

Так как начало глиссады для боевых самолетов находится на расстоянии порядка 1 км, а угол глиссады составляет 4,5 км, то при точности измерения параллактических углов порядка 1 (одной) угловой минуты, что технически легко достижимо. В этом случае точность измерения текущих координат самолета над палубой авианосца составляет единицы см, а углов крена, тангажа и рысканья - единицы угловых минут. Так как определение расстояний осуществляется параллактическим способом по известному расстоянию (базису) между отражателями, то точность измерения расстояний до точки приземления снижается пропорционально расстоянию, и, если над палубой она составляет единицы см, то на удалении 1 км, т.е. в начале глиссады составляет 10 м. Так как в момент движения самолета по глиссаде лазерный пучок проходит сравнительно короткое расстояние до отражателей, то даже при плохих условиях видимости предлагаемое устройство будет работать устойчиво. Например, усилители сигнальных фотодиодов обеспечивают прием сигнала от лазера на расстоянии более 40 км при хороших условиях видимости. Поэтому подбирают мощность лазерного излучателя такой, чтобы обеспечить устойчивую работу устройства на глиссаде при видимости соответствующей III категории посадочных минимумов.

При этом для получения координат самолета не требуется никакого радиотехнического оборудования. Для повышения надежности определение координат самолета используется видеокамера. Координаты и расстояния между точками облучения отражателей при сканировании известны или могут быть вычислены. Эти же величины определяют с помощью видеокамеры и затем фотограмметричеким методом по снимку определяют координаты самолета и элементы ориентирования. Так как с помощью видеокамеры измерения выполняются с небольшого удаления от палубы авианосца (2 км и менее), то точность измерения координат самолета фотограмметрическим методом составляет также единицы см, а элементов ориентирования - единицы минут.

1. Способ определения координат самолета при посадке на авианосец, заключающийся в сканировании лазерными пучками отражателей, установленных на ВПП, приеме и обработке отраженных сигналов и получении координат самолета, отличающийся тем, что определяют координаты и элементы ориентирования самолета, сканируя тремя лазерными пучками нескольких полос отражателей (катафотов), которые располагают на авианосце в виде полос и ориентированных относительно ВПП, задающих измерительные базисы, при этом положение отражателей точно определяют в связанной системе координат корабля, а плоскости сканирования лазерных пучков жестко связаны с системой координат самолета XYZ и образуют между собой углы, обеспечивающие оптимальную дальность действия и точность измерения координат относительно ВПП авианосца, прием сигналов, отраженных от полос отражателей, осуществляют с помощью сигнальных фотоприемников и видеокамеры, поле зрения которой охватывает все поле сканирования отражательных полос, определение координат самолета осуществляют триангуляцией и временными интервалами между импульсами, отраженными от полос отражателей с использованием известного базиса между отражателями и измеренных параллактических углов, образованных направлениями из центров сканирования на отражатели, дальность определяют по измеренному параллактическому углу между направлениями из центра сканирования на систему параллельных отражателей, образующих базисы измерений, одновременно координаты самолета определяют фотограмметрически по результатам измерений, полученных с помощью видеокамеры, а координаты и элементы ориентирования самолета получают одновременно дважды на основе обработки независимых измерений, выполненных триангуляционным и фотограмметрическими измерениями.

2. Устройство для определения координат самолета при посадке на авианосец, включающее лазер - формирователь сигналов управления самолетом, точечные световые маркеры, блок трехканального приема и совместной цифровой обработки полученных сигналов, отличающееся тем, что в него дополнительно введены видеокамера и три сканирующих блока, закрепленные на самолете таким образом, чтобы их плоскости сканирования пересекались между собой и пересекали полосы отражателей, при этом видеокамера установлена таким образом, чтобы в ее поле зрения всегда находились облучаемые в текущий момент времени точки отражателей, каждый сканирующий блок содержит излучатель, генерирующий лазерный луч, направленный с помощью оптических элементов на сканирующее зеркало, установленное на выходном конце вала электродвигателя, а в зоне развертки которого установлены опорный и сигнальный фотоприемники, подключенные к электронному блоку.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области радионавигации в условиях отсутствия визуальной видимости взлетно-посадочной полосы (ВПП) и в сложных метеорологических условиях и может быть использовано для определения положения средней линии ВПП с помощью бортовой радиолокационной станции (РЛС), без использования наземного оборудования.

Изобретение относится к способу управления движением объекта с помощью оптической навигационной системы. Для управления движением объекта устанавливают в зоне движения объекта навигационные маяки на основе пассивной конструкции уголковых отражателей двух размеров, большего и меньшего, производят поиск сигналов от навигационных маяков, определяют положение объекта в пространстве, формируют сигналы управления для следования объекта по заданной траектории.

Изобретение относится к способу определения посадочных траекторий летательных аппаратов (ЛА) в ограниченной области пространства. Для определения посадочной траектории на заданную взлетно-посадочную полосу (ВПП) вычисляют в определенные моменты времени на основании регистрируемых пространственных координат ЛА многомерные пространственные посадочные траектории движения ЛА, выравнивают во времени при необходимости, формируют выборку зарегистрированных траекторий определенным образом, выделяют в сформированной выборке асимптотически сходящийся пучок многомерных пространственных посадочных траекторий ЛА, удаляют траектории выделенного пучка из сформированной выборки, используют выделенные пучки траекторий, соответствующие посадкам ЛА на заданные ВПП, для посадки ЛА.

Группа изобретений относится к способу и устройству сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии. Для сигнализации приводнения и взлета самолета-амфибии измеряют уровень вибрации и уровень гидростатического давления на корпус лодки самолета-амфибии, сравнивают измеренные величины с пороговыми значениями, контролируют выпуск шасси, принимают решение о приводнении при превышении значений пороговых уровней, а также при условии, что выпуск шасси не был произведен, в противном случае принимают решение о нахождении самолета-амфибии в воздушной среде.

Изобретение относится к авиации, в частности к многопозиционным системам посадки воздушных судов (ВС) в условиях сложного рельефа местности. Достигаемый технический результат - повышение надежности безопасного вывода ВС на посадку.

Изобретение относится к способу управления летательным аппаратом (ЛА) при заходе на посадку. Для управления ЛА при заходе на посадку измеряют с помощью инерциальной навигационной системы (ИНС), систем воздушных сигналов (СВС), спутниковой навигационной системы (СНС) курс, крен и тангаж ЛА, угловую, горизонтальную и вертикальную скорости ЛА, координаты и высоту ЛА, формируют курс взлетно-посадочной полосы (ВПП) на основе уточненных координат высоты ЛА и координат высоты ВПП, формируют сигналы управления угловым положением ЛА по крену и тангажу, измеряют в автоматическом или ручном режиме угловое положение ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, формируют траекторию посадки с заданным экипажем углом наклона, совпадающую по направлению с курсом ВПП, с помощью курсового, глиссадного и дальномерного радиомаяков (КРМ, ГРМ и ДРМ).

Способ посадки летательного аппарата, при котором используется штатные приводные радиолокационные и навигационные системы, а также лазерная система автоматического управления посадкой, содержащая два полусферических, сферический, четыре цилиндрических датчика лазерного излучения, контроллер лазерной системы, лазерный излучатель, включающий лазер и два электромеханических преобразователя, объединенные в двухкоординатный модуль поворота мощного лазера.

Изобретение относится к авиационной технике. Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер.

Изобретение относится к области авиации, в частности к области способов помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата. Технический результат - ограничение использования процедур увода при потере спутниковой навигационной информации, что позволяет уменьшить насыщенность воздушного пространства и ограничить затраты и продолжительность полетов.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки.

Изобретение относится к способу отображения информации о вертикальном перемещении корабельной взлетно-посадочной площадки (ВППл) при посадке вертолета на корабль.

Изобретение относится к способу отображения информации о вертикальном перемещении корабельной взлетно-посадочной площадки (ВППл) при посадке вертолета на корабль.

Изобретение относится к способам отображения информации о вертикальном перемещении корабельной площадки при посадке вертолета на корабль. Устанавливают на надстройке корабля в положении вертикально, в сторону захода вертолета на посадку, многофункциональный индикатор вертикального перемещения ВППл, на котором находятся два информационных поля со световыми элементами на основе цветных сверхъярких светодиодов, на первом из которых отображается определенным цветом символ индикации положения ВППл, безопасного для посадки вертолета, на втором – обеспечивается отображение информации о вертикальной качке в виде столбчатой диаграммы двух других разных цветов в зависимости от движения вверх или вниз, размер диаграмм которых пропорционален расчетной величине времени движения центра ВППл вверх или вниз в каждый момент времени.

Изобретение относится к способам отображения информации о вертикальном перемещении корабельной площадки при посадке вертолета на корабль. Устанавливают на ангаре или иной надстройке корабля в положении, близком к вертикальному, лицевой стороной в сторону захода вертолета на посадку, многофункциональный индикатор вертикального перемещения взлетно-посадочной площадки (ВППл), на котором находятся два информационных поля со световыми элементами на основе цветных сверхъярких светодиодов, на втором из которых параллельно длинной стороне индикатора обеспечивается отображение амплитуды вертикальной качки и текущего положения центра ВППл в виде столбчатой диаграммы, меняющей цвет в зависимости от движения вверх или вниз, а на первом – отображается символ индикации положения ВППл, безопасного для причаливания вертолета при движении вниз, причем отображение символа индикации и столбчатой диаграммы исполнены различными цветами.

Изобретение относится к области ориентации при движении транспортных средств. Способ ориентации по лазерному лучу заключается в том, что формируют удлиненное поперечное сечение лазерного луча с отношением длин большой и малой осей 2…5, поворачивают лазерный луч относительно его продольной оси до установления большой оси поперечного сечения луча в плоскости, проходящей через продольную ось луча и заданную траекторию, и направляют в сторону транспортного средства лазерный луч параллельно или под небольшим углом к заданной траектории движения.

Группа изобретений относится к способу и устройствам ориентации транспортных средств по лазерному лучу. Для ориентации транспортного средства направляют лазерный луч в сторону транспортного средства параллельно или под небольшим углом к траектории его движения, формируют линейную поляризацию излучения, устанавливают положение плоскости поляризации перпендикулярно плоскости, проходящей через лазерный луч и траекторию движения, определяют отклонение от заданной траектории движения.

Группа изобретений относится к способу и системе обеспечения посадки ЛА в сложных метеоусловиях. Для обеспечения посадки устанавливают на уровне земли симметрично от оси ВПП вдоль заданной траектории посадки N- пар оптических излучателей с лучами малой расходимости в качестве визуальных ориентиров на линиях, образованных проекциями на уровень земли правой и левой боковых границ допустимых траекторий посадки, лучи направляют перпендикулярно плоскости глиссады, определяют отклонения ЛА от заданной траектории по изменению расстояний и углов между линейными ориентирами.

Изобретение относится к способам посадки самолета. Для определения параметров движения самолета при его посадке размещают одну телевизионную камеру около курсового радиомаяка на оси взлетно-посадочной полосы, а вторую около глиссадного радиомаяка, осуществляют слежение телевизионными камерами за выбранным фрагментом самолета путем поворота камер в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряют углы поворота камер.

Лазерная система посадки летательных аппаратов содержит курсовой, глиссадные, боковые и маркерные лазерные излучатели, расположенные определенным образом на взлетно-посадочной полосе (ВПП).

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам посадки летательных аппаратов. Лазерная система посадки содержит электросиловой агрегат, курсовой лазерный излучатель, два боковых лазерных излучателя и оптический формирователь.

Группа изобретений относится к способу и устройству для определения координат самолета при посадке на авианосец. При посадке самолета сканируют тремя лазерными пучками нескольких полос отражателей, ориентированных относительно взлетно-посадочной полосы, принимают отраженные сигналы, вычисляют координаты самолета путем обработки принятых сигналов определенным образом. Устройство для определения координат содержит лазер - формирователь сигналов, точечные световые маркеры, блок трехканального приема и обработки, видеокамеру, три сканирующих блока, расположенных определенным образом на самолете. Каждый сканирующий блок содержит излучатель, генерирующий лазерный луч, электродвигатель с закрепленным на выходном валу зеркалом, опорный и сигнальный фотоприемники, электронный блок. Обеспечивается повышение точности определения координат самолета и безопасность его посадки. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх